RU2761285C2 - Внутренний корпус промежуточного корпуса, содержащий каналы для направления перепускаемого потока, образованные выходными ребрами - Google Patents
Внутренний корпус промежуточного корпуса, содержащий каналы для направления перепускаемого потока, образованные выходными ребрами Download PDFInfo
- Publication number
- RU2761285C2 RU2761285C2 RU2019123817A RU2019123817A RU2761285C2 RU 2761285 C2 RU2761285 C2 RU 2761285C2 RU 2019123817 A RU2019123817 A RU 2019123817A RU 2019123817 A RU2019123817 A RU 2019123817A RU 2761285 C2 RU2761285 C2 RU 2761285C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- outlet
- flow
- pipe
- ribs
- circuit
- Prior art date
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 42
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 7
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
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
- 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
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
- F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
- F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
-
- 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
- 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
- F05D2240/129—Cascades, i.e. assemblies of similar profiles acting in parallel
-
- 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
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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Light Guides In General And Applications Therefor (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Изобретение относится к внутреннему корпусу (2) промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя. Выпускное отверстие (6) содержит выпускную трубу (18) и одно или несколько выходных ребер, которые расположены в указанной трубе (18), при этом ребра и стенки трубы образуют вместе несколько спрямляющих каналов, выполненных с возможностью удаления потока (F3) газов из промежуточного пространства (16), направляя его в проточный тракт потока второго контура, при этом длина (L2) хорды по меньшей мере одного из ребер (22) превышает 50% длины (L1) канала трубы (18), позволяет уменьшить потери напора и риски срыва потока второго контура в проточном тракте второго контура, чтобы повысить рабочие характеристики газотурбинного двигателя, и которые являются простыми и легкими в применении и не приводят к увеличению массы газотурбинного двигателя. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к общей области двухконтурных газотурбинных двигателей и, более конкретно, к области клапанов перепуска, обеспечивающих регулирование воздуха на выходе компрессора такого газотурбинного двигателя, при этом указанные клапаны обычно обозначают английским сокращением VBV (от Variable Bleed Valves).
Уровень техники
Как правило, двухконтурный газотурбинный двигатель содержит, от входа к выходу по направлению прохождения потока газов, вентилятор, кольцевое пространство для потока первого контура и кольцевое пространство для потока второго контура. Таким образом, воздушная масса, всасываемая вентилятором, делится на поток F1 первого контура, который проходит по проточному тракту 10 первого контура, и на поток F2 второго контура, который является концентричным с потоком F1 первого контура и проходит по проточному тракту 14 второго контура.
Проточный тракт 10 первого контура проходит через корпус первого контура, содержащий один или несколько каскадов компрессора, например, компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, камеру сгорания, один или несколько каскадов турбины, например, турбину высокого давления и турбину низкого давления, и выпускное сопло для выхода газов.
Как известно, газотурбинный двигатель содержит также промежуточный корпус, внутренний корпус которого расположен между корпусом компрессора низкого давления (или booster) и корпусом компрессора высокого давления. Промежуточный корпус содержит клапаны перепуска или VBV, которые предназначены для регулирования расхода на входе компрессора высокого давления, в частности, чтобы ограничить риски помпажа компрессора низкого давления путем удаления части воздуха из пространства 10 потока первого контура.
Как показано на фиг. 1, где представлен частичный вид в осевом разрезе авиационного двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя известного типа, внутренние корпуса 2 промежуточных корпусов 1 обычно содержат две соединенные между собой коаксиальные кольцевые обечайки, соответственно внутреннюю 3 и наружную 5.
Внутренняя обечайка 3 ограничивает кольцевой проточный тракт 10 потока F1 первого контура газотурбинного двигателя и содержит отверстия 4 отбора, распределенные в окружном направлении вокруг оси Х внутренней обечайки 3 (которая является коаксиальной с внутренним корпусом 2). Такое отверстие 4, как известно, закрыто соответствующим клапаном 12 перепуска, предназначенным для регулирования расхода газа в компрессоре высокого давления. Такой клапан 12 перепуска может, в частности, содержать заслонку, установленную с возможностью поворота на внутренней обечайке 3.
Наружная обечайка 5 ограничивает проточный тракт 14 потока F2 второго контура газотурбинного двигателя. В своей выходной части она содержит одно или несколько выпускных отверстий 6, тоже распределенных в окружном направлении вокруг оси Х.
Когда расход воздушного потока, который может заходить в компрессор высокого давления уменьшается, избыток воздуха в проточном тракте 14 потока второго контура отводят в промежуточное пространство 16 между трактами. Это позволяет избежать возникновения явлений помпажа, которые могут привести к повреждению и даже к полному разрушению компрессора низкого давления.
Когда компрессор высокого давления, наоборот, работает с избыточным давлением, отверстия 4 и их заслонки 12, промежуточное пространство 16 и отверстия 6 обеспечивают отвод воздуха из проточного тракта 10 потока первого контура в проточный тракт 14 потока второго контура газотурбинного двигателя.
В частности, когда открывают клапан 12 перепуска, воздушный поток выходит в поток F1 проточного тракта 10 первого контура. Этот выходящий воздушный поток проходит через промежуточное пространство 16 и удаляется в проточный тракт 14 через отверстия 6.
Обычно эти отверстия 6 оснащены решетками 20, предназначенными для направления воздушного потока, выходящего из промежуточной зоны 16.
Современные газотурбинные двигатели работают со все более высокими степенями двухконтурности (более известными под их английским термином «bypass ratio»). Чтобы ограничить потери от скачков уплотнения в сверхзвуковых потоках в головной части вентилятора, понижают угловую скорость вращения вентилятора. В результате этого понижается степень сжатия вентилятора. При более низких степенях сжатия потери напора и срыв потока F2 второго контура оказывают более значительно влияние и, следовательно, должны быть максимально ограничены. Эти потери напора присутствуют в зонах, где имеются неровности поверхности.
Кроме того, конструкции современных газотурбинных двигателей предусматривают ограничение свободного пространства между основным проточным трактом и проточным трактом второго контура, чтобы получать повышенные степени двухконтурности. Таким образом, они не позволяют правильно направлять перепускаемый поток до его попадания в проточный тракт второго контура.
Раскрытие сущности изобретения
Изобретение призвано предложить двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий клапаны перепуска, которые позволяют уменьшить потери напора и риски срыва потока второго контура в проточном тракте второго контура, чтобы повысить рабочие характеристики газотурбинного двигателя, и которые являются простыми и легкими в применении и не приводят к увеличению массы газотурбинного двигателя.
Для этого изобретением предложен внутренний корпус промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя, при этом указанный внутренний корпус содержит:
- внутреннюю обечайку, выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт газового потока первого контура газотурбинного двигателя,
- наружную обечайку, выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт газового потока второго контура газотурбинного двигателя,
- промежуточное пространство между трактами,
- по меньшей мере один клапан перепуска для отвода части потока первого контура в промежуточное пространство,
- по меньшей мере одно выпускное отверстие, выходящее из наружной обечайки в проточный тракт потока второго контура.
Выпускное отверстие содержит выпускную трубу и одно или несколько выходных ребер, которые расположены в указанной трубе, при этом ребра и стенки трубы образуют вместе несколько спрямляющих каналов, выполненных с возможностью удаления потока газов из промежуточного пространства, направляя его в проточный тракт потока второго контура, при этом длина хорды по меньшей мере одного из ребер превышает 50%, предпочтительно 75% длины канала трубы.
Объектами изобретения являются также промежуточный корпус, содержащий такой внутренний корпус, и газотурбинный двигатель, содержащий такой промежуточный корпус.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют неограничивающие примеры и на которых:
на фиг. 1 (уже описана) схематично показан известный внутренний корпус промежуточного корпуса, вид в осевом разрезе;
на фиг. 2 представлен возможный вариант осуществления изобретения, вид в разрезе;
на фиг. 3 представлена ориентация ребер выпускного отверстия заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса на уровне проточного тракта потока второго контура, вид сверху;
на фиг. 4 показан пример выполнения заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса, частичный вид в перспективе;
на фиг. 5 показан пример выполнения выходного канала проточного тракта заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса, вид в перспективе;
на фиг. 6 схематично показан профиль ребра и его характеристики;
на фиг. 7 показан пример отклонения угла ребер выпускного отверстия заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса.
Осуществление изобретения
Далее со ссылками на фиг. 2 и на следующие фигуры следует описание внутреннего корпуса 2 промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя и соответствующего промежуточного корпуса.
В описанных ниже вариантах осуществления присутствуют также детали известного внутреннего корпуса промежуточного корпуса. Для этих деталей будут использованы цифровые обозначения, показанные на фиг. 1.
В частности, как и в случае внутреннего корпуса, показанного на фиг. 1, заявленный внутренний корпус 2 промежуточного корпуса содержит:
- внутреннюю обечайку 3, выполненную с возможностью ограничивать снаружи проточный тракт 10 газового потока F1 первого контура газотурбинного двигателя,
- наружную обечайку 5, выполненную с возможностью ограничивать изнутри проточный тракт 14 газового потока F2 второго контура газотурбинного двигателя,
- промежуточное пространство 16 между трактами, которое содержит одно или несколько выпускных отверстий 6, выходящих в наружную обечайку 5.
Впускное отверстие 4, которое выполнено во внутренней обечайке 3 внутреннего корпуса 2, может селективно открываться или закрываться заслонкой 12 в зависимости от фаз полета газотурбинного двигателя. Предпочтительно заслонка 12 является подвижной между положением закрывания, в котором заслонка 12 закрывает впускное отверстие 4, и положения открывания, в котором заслонка 12 освобождает впускное отверстие 4. Например, заслонка 12 может быть шарнирно установлена на внутренней обечайке 3 или может содержать люк с направляющей кулисой. В частности, заслонка 12 может быть расположена в промежуточном пространстве 16 в положении закрывания.
Выпускное отверстие 6 содержит:
- трубу 18, которая расположена внутри промежуточного пространства 16 и верхняя по потоку и нижняя по потоку внутренние стенки 18а, 18b которой профилированы с определенной кривизной;
- множество выходных ребер 22, которые расположены внутри трубы 18 и образуют с указанной трубой 18 множество воздушных каналов 21, обеспечивающих удаление воздуха, проходящего через промежуточное пространство 16, и его перенаправление в проточный тракт 14 потока второго контура.
Труба 18 сообщается с пространством проточного тракта 14 потока второго контура на уровне выходного отверстия, выполненного во внутренней обечайке 5 в качестве выпускного отверстия 6. Она имеет входное отверстие 19, гидравлически сообщающееся с промежуточным пространством 16 и проточным трактом 10 потока первого контура, когда заслонка 12 открыта. Кроме того, она имеет длину L1 канала, соответствующую минимальному расстоянию между входным отверстием 19 и выходным отверстием на уровне внутренней обечайки 5 (выпускное отверстие 6).
Эти ребра 22 выполнены с возможностью ориентировать перепускаемый воздушный поток F3, поступающий из проточного тракта 10 потока первого контура, и направлять его в проточный тракт 14 потока второго контура в направлении, по существу параллельном потоку F2 второго контура, чтобы уменьшить потери напора в проточном тракте 14 потока второго контура. Например, предпочтительно предусматривают от 1 до 4 выходных ребер 22 в трубе 18 (от 2 до 5 каналов 21).
Выходные ребра 22 являются профилированными ребрами, при этом каждое из них содержит переднюю кромку 23, заднюю кромку 24, стенки спинки Е и корытца I, расположенные между передней кромкой 23 и задней кромкой 24, и имеет хорду 25, среднюю линию 26 и длину L2 хорды (фиг. 6).
В дальнейшем (см. фиг. 5) под «профилем» выходного ребра 22 следует понимать поперечное сечение выходного ребра 22, то есть сечение выходного ребра 22 в плоскости, в основном перпендикулярной к спинке Е и к корытцу I выходного ребра 22, на уровне ножки выходного ребра 22. Под «хордой» 25 выходного ребра 22 следует понимать воображаемый отрезок прямой, концами которого являются передняя кромка 23 и задняя кромка 24 профиля выходного ребра 22. Кроме того, под «длиной хорды» L2 выходного ребра 22 следует понимать расстояние между передней кромкой 23 и задней кромкой 24 профиля выходного ребра 22, то есть длину хорды 25 этого выходного ребра 22. Наконец под «средней линией» 26 выходного ребра 22 следует понимать совокупность точек, равноудаленных от спинки Е и корытца I профиля выходного ребра 22.
Чтобы уменьшить потери напора и снизить риски срыва потока F2 второго контура и повысить рабочие характеристики газотурбинного двигателя, в частности, когда длина L1 канала уменьшена по причине незначительного свободного пространства между проточным трактом 10 потока первого контура и проточным трактом 14 потока второго контура (промежуточное пространство 16), длина L2 хорды по меньшей мере одного из выходных ребер 22 по меньшей мере равна 50% длины L1 канала.
В варианте выполнения длина L2 хорды всех выходных ребер 22 решетки VBV по меньшей мере равна 50% длины L1 канала.
Таким образом, выходные ребра 22 образуют вместе с верхней по потоку стенкой 18а и нижней по потоку стенкой 18b направляющие каналы (см., в частности, фиг. 4, где показаны четыре направляющих канала) для направления перепускаемого потока F3 между промежуточным пространством 16 и выпускным отверстием 6 и позволяют непрерывно и постепенно изменять направление прохождения перепускаемого потока F3 и спрямлять этот поток. Во время нагнетания перепускаемого потока F3 в проточный тракт 14 потока второго контура (то есть на уровне выхода трубы 18) перепускаемый поток F3 по существу совмещается с потоком F2 второго контура и не проявляет тенденции к образованию завихрений на выходе выпускного отверстия 6, что позволяет уменьшить и даже устранить аэродинамические потери.
В варианте выполнения длина L2 хорды по меньшей мере одного из выходных ребер 22 (и предпочтительно всех выходных ребер 22) по меньшей мере равна 75% длины L1 канала, предпочтительно по меньшей мере равна 85% длины L1 канала, например, составляет от 95% до 110% длины L1 канала. Действительно, следует отметить, что выходные ребра 22 могут доходить до уровня входного отверстия 19 и выходного отверстия 6, и в этом случае длина L2 хорды выходных ребер 22 может даже превышать длину L1 канала (см., например, фиг. 5).
Чтобы улавливать максимум перепускаемого потока F3 в трубе 18, соотношение между сечениями S1 и S2 самого нижнего по потоку воздушного канала 21 трубы 18 составляет от 1,5 до 3, предпочтительно равно около 2,5 (с допуском 10%). Под самым нижним по потоку воздушным каналом 21 в данном случае следует понимать участок трубы 18, расположенный между входным отверстием 19 и выходным отверстием 6 и ограниченный ниже по потоку нижней по потоку стенкой 18b и выше по потоку выходным ребром 22, ближайшим к нижней по потоку стенке 18b. Под сечением S1 в данном случае следует понимать площадь самого нижнего по потоку воздушного канала 21, при этом указанное сечение S1 расположено в плоскости, нормальной к стенке корытца I самого нижнего по потоку выходного ребра трубы 18, на уровне передней кромки 23 самого нижнего по потоку выходного ребра 22. Под сечением S2 в данном случае следует понимать площадь самого нижнего по потоку воздушного канала 21, при этом указанное сечение S2 расположено в плоскости, нормальной к стенке корытца I самого нижнего по потоку выходного ребра 22 трубы 18, на уровне задней кромки 24 самого нижнего по потоку выходного ребра 22.
Изобретение находит свое наиболее предпочтительное применение в случае сверхкомпактных двигателей, то есть двигателей, в которых соотношение h/Н не превышает 0,5:
где: Н является расстоянием вдоль радиальной оси между внутренней обечайкой 3 и наружной обечайкой 5 внутреннего корпуса промежуточного корпуса, и h является криволинейной длиной нижней по потоку внутренней стенки 18b трубы 18.
Факультативно, каждое выходное ребро 22 может быть расположено в выходном канале 18 проточного тракта так, что угол набегания перепускаемого потока F3 на выходное ребро 22 по существу совмещается с его изгибом на уровне его передней кромки 23 (F3 является параллельным относительно прямой D, касательной к средней линии 26 на уровне передней кромки 23).
Промежуточное пространство 16 между трактами содержит стенку 16а дна, которая соответствует самой нижней по потоку стенке промежуточного пространства и которая расположена между внутренней обечайкой 3 на уровне впускного отверстия и наружной обечайкой на уровне выпускного отверстия 6. Таким образом, стенка 16а дна содержит нижнюю по потоку стенку 18b трубы 18. Эта стенка 16а дна состоит из двух частей для обеспечения спрямления перепускаемого потока. Первая часть А (показана на фиг. 2 штриховой линией), проходящая от внутренней обечайки 3 по криволинейной длине, составляющей от 75% до 90% общей криволинейной длины, выполнена с возможностью улавливать и ускорять перепускаемый поток F3. Эта первая часть А включает в себя участок нижней по потоку стенки 18b трубы 18. Вторая часть В (показана пунктирной линией на фиг. 2), расположенная между первой частью и выпускным отверстием 6, спрямляет поток в радиальном направлении, способствуя переходу в поток F2 второго контура. Эта вторая часть В включает в себя остающуюся часть нижней по потоку стенки 18b.
Кроме того, первая часть стенки 16а дна содержит первую подчасть А1, проходящую между внутренней обечайкой 3 и нижней по потоку стенкой 18b трубы 18, и вторую подчасть А2, проходящую между радиально внутренним концом нижней по потоку стенки 18b трубы 18 и второй частью В. Угол между первой подчастью А1 и второй подчастью А2 составляет от 125° до 135°, чтобы ускорять газовый поток F3 во время его прохождения в трубу 18. Иначе говоря, часть А2 нижней по потоку стенки 18b трубы выполнена таким образом, чтобы образовать угол, составляющий от 35° до 45° с осью вращения внутреннего корпуса 2.
Кроме того, угол отклонения β (разность между входным углом и выходным углом α, образованными наклонами профиля) потока F3, проходящего через различные каналы 21, образованные ребрами 22 и внутренними стенками трубы 18, составляет от 70° до 90°, поэтому соединение между первой и второй частями образовано инверсией направления отклонения перепускаемого потока. Предпочтительно выход второй части выходных ребер 22 и нижней по потоку стенки 18b (и, возможно, верхней по потоку стенки 18а) является касательным к наружной обечайке. Иначе говоря, прямая, касательная к изгибу выходных ребер 22 на уровне задней кромки, является по существу параллельной относительно направления потока F2 второго контура. Для этого изгиб на задней кромке 24 и на стенках 18а и 18b должен быть близким к направлению потока F2, чтобы угол α между направлением потока F2 и касательной к прямой D’, которая является параллельной относительно средней линии на уровне задней кромки, составлял от 5° до 35° максимум.
Наконец, по меньшей мере одно из выходных ребер 22 имеет азимутальную протяженность θ, составляющую от 30° до 50°, например, около 40°, при этом азимутальная протяженность соответствует угловому участку выходного ребра 22, обдуваемому потоком F2 второго контура.
Claims (23)
1. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащий:
- внутреннюю обечайку (3), выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт (10) газового потока (F1) первого контура газотурбинного двигателя,
- наружную обечайку (5), выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт (14) газового потока (F2) второго контура указанного газотурбинного двигателя,
- промежуточное пространство (16) между трактами,
- по меньшей мере один клапан (12) перепуска для отвода части потока первого контура в промежуточное пространство (16),
- по меньшей мере одно выпускное отверстие (6), выходящее из наружной обечайки (5) в проточный тракт (14) потока второго контура,
отличающийся тем, что выпускное отверстие (6) содержит выпускную трубу (18) и одно или несколько выходных ребер, которые расположены в указанной трубе (18), при этом ребра и стенки трубы образуют вместе несколько спрямляющих каналов, выполненных с возможностью удаления потока (F3) газов из промежуточного пространства (16), направляя его в проточный тракт потока второго контура, при этом длина (L2) хорды по меньшей мере одного из ребер (22) превышает 50% длины (L1) канала трубы (18), причем промежуточное пространство (16) между трактами содержит стенку (16а) дна, расположенную между внутренней обечайкой (3) и впускным отверстием (6) наружной обечайки (5), при этом указанная стенка дна имеет общую криволинейную длину между внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (5) и содержит:
- первую часть (А), проходящую от внутренней обечайки (3) по криволинейной длине, составляющей от 75% до 90% ее общей криволинейной длины, и выполненную с возможностью улавливать и ускорять газовый поток (F3), при этом указанная первая часть (А) включает в себя участок трубы (18), и
- вторую часть (В), расположенную между первой частью (А) и выпускным отверстием (6) и выполненную с возможностью спрямления газового потока (А), способствуя переходу в поток (F2) второго контура.
2. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по п. 1, в котором длина (L2) хорды всех выходных ребер (22) по меньшей мере равна 75% длины (L1) канала.
3. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по п. 2, в котором длина (L2) хорды всех выходных ребер (22) составляет от 75% до 110% длины (L1) канала.
4. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-3, в котором первая часть стенки (16а) дна содержит первую подчасть (А1), проходящую между внутренней обечайкой (3) и радиально внутренним концом трубы (18), и вторую подчасть (А2), проходящую между радиально внутренним концом трубы (18) и второй частью (В), при этом угол между первой подчастью и второй подчастью составляет от 125° до 135°, чтобы ускорять газовый поток (F3) во время его прохождения в трубу (18).
5. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-3, в котором труба (18) содержит верхнюю по потоку внутреннюю стенку (18а) и нижнюю по потоку внутреннюю стенку (18b), между которыми расположено выходное ребро или выходные ребра, при этом самый нижний по потоку внутренний канал (21) ограничен, с одной стороны, нижней по потоку внутренней стенкой (18b) и, с другой стороны, стенкой корытца (I) выходного ребра (22), самого нижнего по направлению прохождения газового потока (D2) второго контура, при этом указанный самый нижний по потоку внутренний канал (21) имеет первое сечение (S1), соответствующее площади указанного канала (21), расположенной в плоскости, нормальной к указанной стенке корытца (I) на уровне передней кромки (23) самого нижнего по потоку выходного ребра (22), и второе сечение (S2), соответствующее площади указанного канала (21), расположенной в плоскости, нормальной к указанной стенке корытца (I) на уровне задней кромки (24) самого нижнего по потоку выходного ребра (22), при этом соотношение между первым сечением (S1) и вторым сечением (S2) составляет от 1,5 до 3, предпочтительно равно около 2,5.
6. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-5, в котором труба (18) содержит верхнюю по потоку внутреннюю стенку (18а) и нижнюю по потоку внутреннюю стенку (18b), между которыми расположено выходное ребро или выходные ребра, при этом соотношение h/Н не превышает 0,5:
где: Н является расстоянием вдоль оси, радиальной относительно оси вращения внутреннего корпуса промежуточного корпуса, между внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (5), а h является криволинейной длиной верхней по потоку внутренней стенки (18b) трубы (18).
7. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-6, содержащий от 1 до 4 выходных ребер (22).
8. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-7, в котором изгиб передней кромки ребра совмещен с направлением газового потока на уровне этой передней кромки.
9. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-8, в котором направление изгиба ребра на его задней кромке образует угол (α), меньший 35°, предпочтительно 5°, относительно направления потока в проточном тракте второго контура.
10. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-9, в котором угол (β) отклонения между входом и выходом различных каналов составляет от 70° до 90°.
11. Внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-10, в котором по меньшей мере одно из выходных ребер (22) имеет азимутальную протяженность (θ), составляющую от 30° до 50°, например около 40°.
12. Промежуточный корпус (1), содержащий внутренний корпус (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-11.
13. Газотурбинный двигатель, содержащий промежуточный корпус (1) по п. 12.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1663562 | 2016-12-30 | ||
| FR1663562A FR3061519B1 (fr) | 2016-12-30 | 2016-12-30 | Moyeu de carter intermediaire comprenant des canaux de guidage du flux de decharge formes par les ailettes de decharge |
| PCT/FR2017/053862 WO2018122538A1 (fr) | 2016-12-30 | 2017-12-28 | Moyeu de carter intermédiaire comprenant des canaux de guidage du flux de décharge formés par les ailettes de décharge |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2019123817A RU2019123817A (ru) | 2021-02-01 |
| RU2019123817A3 RU2019123817A3 (ru) | 2021-07-01 |
| RU2761285C2 true RU2761285C2 (ru) | 2021-12-06 |
Family
ID=59253562
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019123817A RU2761285C2 (ru) | 2016-12-30 | 2017-12-28 | Внутренний корпус промежуточного корпуса, содержащий каналы для направления перепускаемого потока, образованные выходными ребрами |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11053846B2 (ru) |
| EP (1) | EP3563047B1 (ru) |
| CN (1) | CN110121588B (ru) |
| CA (1) | CA3048800A1 (ru) |
| FR (1) | FR3061519B1 (ru) |
| RU (1) | RU2761285C2 (ru) |
| WO (1) | WO2018122538A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US11702995B2 (en) * | 2020-07-15 | 2023-07-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Devices and methods for guiding bleed air in a turbofan engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2180045C2 (ru) * | 2000-02-16 | 2002-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| WO2006091142A1 (en) * | 2005-02-25 | 2006-08-31 | Volvo Aero Corporation | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine |
| US20140234080A1 (en) * | 2013-02-20 | 2014-08-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Device and method for bleeding compressor air in a turbofan engine |
| US20160186613A1 (en) * | 2014-12-31 | 2016-06-30 | General Electric Company | Ducted cowl support for a gas turbine engine |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2008060195A1 (en) * | 2006-11-14 | 2008-05-22 | Volvo Aero Corporation | Vane assembly configured for turning a flow ina a gas turbine engine, a stator component comprising the vane assembly, a gas turbine and an aircraft jet engine |
| DE102008014957A1 (de) * | 2008-03-19 | 2009-09-24 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenverdichter mit Zapfluftentnahme |
| FR2976022B1 (fr) * | 2011-05-31 | 2015-05-22 | Snecma | Turbomachine a vannes de decharge localisees au niveau du carter intermediaire |
| US20150275757A1 (en) * | 2012-09-26 | 2015-10-01 | United Technologies Corporation | Bleed duct for laminar fan duct flow |
-
2016
- 2016-12-30 FR FR1663562A patent/FR3061519B1/fr active Active
-
2017
- 2017-12-28 WO PCT/FR2017/053862 patent/WO2018122538A1/fr unknown
- 2017-12-28 CN CN201780081827.1A patent/CN110121588B/zh active Active
- 2017-12-28 US US16/474,972 patent/US11053846B2/en active Active
- 2017-12-28 CA CA3048800A patent/CA3048800A1/fr active Pending
- 2017-12-28 EP EP17832308.5A patent/EP3563047B1/fr active Active
- 2017-12-28 RU RU2019123817A patent/RU2761285C2/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2180045C2 (ru) * | 2000-02-16 | 2002-02-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Газотурбинный двигатель |
| WO2006091142A1 (en) * | 2005-02-25 | 2006-08-31 | Volvo Aero Corporation | A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine |
| US20140234080A1 (en) * | 2013-02-20 | 2014-08-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Device and method for bleeding compressor air in a turbofan engine |
| US20160186613A1 (en) * | 2014-12-31 | 2016-06-30 | General Electric Company | Ducted cowl support for a gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2019123817A (ru) | 2021-02-01 |
| EP3563047B1 (fr) | 2022-07-27 |
| US11053846B2 (en) | 2021-07-06 |
| WO2018122538A1 (fr) | 2018-07-05 |
| FR3061519B1 (fr) | 2019-01-25 |
| BR112019013526A2 (pt) | 2020-01-07 |
| CN110121588A (zh) | 2019-08-13 |
| FR3061519A1 (fr) | 2018-07-06 |
| CN110121588B (zh) | 2022-01-14 |
| CA3048800A1 (fr) | 2018-07-05 |
| EP3563047A1 (fr) | 2019-11-06 |
| US20190345875A1 (en) | 2019-11-14 |
| RU2019123817A3 (ru) | 2021-07-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10823055B2 (en) | Bypass duct louver for noise mitigation | |
| JP4909405B2 (ja) | 遠心圧縮機 | |
| KR100254284B1 (ko) | 축류 터빈의 터빈 노즐 및 터빈 동익 | |
| RU2715766C2 (ru) | Перепускной канал газотурбинного двигателя, содержащий решетку рпк с различными углами установки | |
| EP2944769A1 (en) | Bifurcation fairing | |
| US7334395B2 (en) | Aircraft structure that includes a duct for guiding fluid flow therethrough | |
| US9909434B2 (en) | Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords | |
| US20170102005A1 (en) | Diffusor for a radial compressor, radial compressor and turbo engine with radial compressor | |
| US9945260B2 (en) | Hub of an intermediate casing for an aircraft turbojet engine comprising doors with contoured geometry | |
| CA2893755A1 (en) | Diffuser pipe with splitter vane | |
| US20170114797A1 (en) | Diffuser pipe with splitter vane | |
| US20160177728A1 (en) | Vane structure for axial flow turbomachine and gas turbine engine | |
| CN105793577A (zh) | 离心压缩机的弯曲扩散通路部分 | |
| US20160123235A1 (en) | Arrangement and method for blowing-off compressor air in a jet engine | |
| EP3708804A1 (en) | Impeller tip cavity | |
| RU2761285C2 (ru) | Внутренний корпус промежуточного корпуса, содержащий каналы для направления перепускаемого потока, образованные выходными ребрами | |
| CN111670297A (zh) | 离心压缩机和涡轮增压器 | |
| JPS61192814A (ja) | 内燃機関用の排気ターボ過給機 | |
| US10876549B2 (en) | Tandem stators with flow recirculation conduit | |
| CN106662119B (zh) | 用于涡轮机的改进的涡管、包括所述涡管的涡轮机和操作的方法 | |
| BR112019013526B1 (pt) | Cubo de alojamento intermediário, alojamento intermediário e turbomáquina | |
| JP7123029B2 (ja) | 遠心圧縮機 | |
| US20210131297A1 (en) | Guide Vane And Turbine Assembly Provided With Same | |
| EP2873830A1 (en) | Turbocharger, turbine nozzle, and ship | |
| CN114286886A (zh) | 具有集成管道的二次流矫正器 |