具有对压缩空气流的收集的涡轮机的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种涡轮发动机(1)，其特征在于，包括：排气壳体(7)，排气壳体包括多个臂(10)，将臂间隔开的空间限定出开口(13)，涡轮机(1)的主空气流(29)在开口中流通；至少一条管道(2)，a)管道构造成在其端部中的一个(3)处收集压缩空气流，b)管道(2)的另一端部被连接至排气壳体(7)的至少一个开口(13)，以使收集的空气流进入到所述主空气流(29)中，所述收集的空气流在进入开口(13)中时具有小于或等于0.5的马赫数。
【专利说明】
具有对压缩空气流的收集的涡轮机
技术领域
[0001]本发明涉及包括对来自压缩机的压缩空气流的收集的涡轮发动机。
【背景技术】
[0002]涡轮发动机通常包括高压压缩机和低压压缩机。
[0003]根据涡轮发动机的运行速度(例如，怠速或全速)，压缩机具有不同的运行状况。
[0004]当涡轮发动机从怠速转换到全速时，全速的压缩空气流必须从压缩机排出以避免栗送风险。这也是在短暂飞行阶段期间或在怠速阶段期间的情况，或者在飞行员不得不对气体控制进行操纵时更为普遍。
[0005]通过指示，一些涡轮发动机上，待排出的该压缩空气流具有约40巴的压力和约900K的温度。
[0006]通常，空气流在高压压缩机的下游100处被收集，但这种在高的温度、速度和膨胀比下的收集产生强噪声水平并诱发热应力。
[0007]然而，涡轮发动机的声学约束意味着由气流的收集所引起的飞机的附加噪声(该新的流动的固有噪声)以及由空气流的后来的再引入所引起的飞机的附加噪声小于IEPNdB(Effective Perceived Noise in Decibels，有效感觉噪声分贝)。
[0008]现有技术提出的排出收集的空气流的解决方案在这方面不尽如人意。
[0009]根据现有技术的一个解决方案，收集的空气流在涡轮发动机的排气喷嘴处被再引入。但是该解决方案对涡轮发动机的声学不利。另外，将该解决方案落实到位是复杂的，因为其需要在排气喷嘴处安装额外的大开口。
[0010]另一已知的解决方案包括在涡轮发动机的二次流中再引入空气流。但是，这牵涉将热空气流引入到来自二次流的冷流，这种混合导致强烈的声学影响。
【发明内容】
[0011]为了消除现有技术中的缺陷，本发明提出了一种涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括:排气壳体，所述排气壳体包括多个臂，将所述臂间隔开的空间限定出开口，所述涡轮发动机的主空气流在所述开口中流通;至少一条管道，所述管道构造成在其端部中的一个处收集压缩空气流，所述管道的另一端部被连接至所述排气壳体的至少一个开口，以使收集的空气流进入到所述主空气流中，所述收集的空气流在进入所述开口中期间具有小于或等于0.5的马赫数。
[0012]有利地，本发明通过单独采用的下述特征或这些特征的技术上可行的组合而被完成:
[0013]-所述管道在其另一端部处终止于多条次级管道，所述次级管道被连接至所述排气壳体的开口，以使收集的空气流进入所述排气壳体的开口 ；
[0014]-涡轮发动机包括一个或多个隔板，所述隔板布置在所述次级管道中并且使穿过所述隔板的收集的空气流的压力降低。在管道中，所述隔板在上游保留高压气流，这因此使得能够在对应的整体长度上维持管道的减小的直径。在穿过隔板之后，气流的压力降低，这归功于气流的速度的降低以及遵守空气动力学和声学应力；
[0015]-所述隔板具有多个孔；
[0016]-涡轮发动机包括一个或多个从所述排气壳体向外突出的口部，所述次级管道的端部被连接至所述口部，以使收集的空气流朝着所述开口进入所述口部；
[0017]-涡轮发动机在所述口部和所述排气壳体的外部之间具有圆角；
[0018]-所述次级管道的使收集空气流进入的端部被布置到所述臂的压力侧；
[0019]-所述次级管道在它们的端部处相对于所述涡轮发动机的纵向轴线逐渐地倾斜，端部处的斜度在整个倾斜上具有始终小于或等于45°的角度Θ ;
[0020]-引入到所述开口中的收集的空气流与在所述涡轮发动机中流通的主空气流之间的角度小于45°，优选地，小于35° ;
[0021]-所述次级管道的连接到所述排气壳体的开口上的端部被布置在介于3H(3点钟)到9H (9点钟)之间的方位角处。
[0022]本发明的优点是减小了收集气流以及该气流的再引入造成的声学影响。
[0023]本发明的另一优点是最大化了排放系统的管道的具有减小的直径的长度。因此，这些管道的总体积被减小。
[0024]具体地，本发明优化了下述二者之间的折中:
[0025]-管道的具有减小的直径的长度；
[0026]-获得在管道的输出端处具有最优马赫数的空气流。
[0027]本发明的另一优点是提出了简单有效的解决方案，其中，单个零件既影响了管道中的压力(并且进而影响了管道的获得减小的直径的长度)，又影响了对压缩空气流的收集引起的声学影响。
[0028]最后，本发明的另一优点是提出了具有减小的体积的系统，并且所述系统还保留(preserve) 了二次流。
【附图说明】
[0029]根据仅为说明性的且非限制性的并且必须关于附图考虑的以下说明，本发明的其他特征和优点将变得明显，在附图中:
[0030]图1为现有技术的涡轮发动机的示意图；
[0031]图2为根据本发明的一个实施例的涡轮发动机的局部的示意图；
[0032]图3和图4(以侧视图和后视图)示出包括多个臂(臂“TRF”)的排气壳体；
[0033]图5为示出根据本发明的可能的实施例的终止于次级管道并包括隔板的管道的图示；
[0034]图6示出隔板的可能的定位；
[0035]图7示出在空气流的流动上从隔板输出的载荷损失的作用；
[0036]图8示出具有多个孔的隔板；
[0037]图9示出用于改进声学性能的角度条件；
[0038]图10示出从排气壳体的外套管伸出并连接至管道的端部上的口部的截面视图；
[0039]图11示出从排气壳体的外套管突出的口部的三维视图。
【具体实施方式】
[0040]如图2所示，涡轮风扇发动机I通常包括低压涡轮14、高压涡轮19和高压压缩机38。所收集的气流的流动方向由图1中的箭头表示。
[0041 ]祸轮发动机I还包括布置在低压祸轮14的输出端处的排气壳体7。该排气壳体7被本领域技术人员称为“祸轮后部框架(Turbine Rear Frame)”，并且为回转体(revolut1n)类型的。典型地，该排气壳体7布置在排气喷嘴前方。排气壳体尤其用于维持涡轮发动机的结构。
[0042]如图3和图4所示，排气壳体7大致为回转体并且包括多个臂10，将所述臂间隔开的空间限定出开口 13。
[0043]臂10尤其在内毂部20和外套管21之间延伸。套管21例如为多边形的。毂部20被制成一体件并且为铸件。
[0044]臂1沿径向方向延伸，或沿相对于毂部的切向方向延伸，或沿这两个方向之间的中间方向延伸。这些臂的顶端为铸件。
[0045]径向意味着涡轮发动机I的径向轴线，该径向轴线相对于涡轮发动机I的纵向轴线(纵向轴线为涡轮发动机I的主气流29的流动的轴线)径向地延伸。可回想起的是，主气流是伴随着涡轮发动机中的热力学过程的气流(尤其穿过燃烧室)。
[0046]壳体7通常包括多个通过焊接而接合在一起的部段。
[0047]悬挂机架36通常被设置成从排气壳体7向外突出，并且具有一个或多个耳部。如果需要，排气壳体7包括至少一个外法兰37，外法兰例如被锻造并被附接。
[0048]涡轮发动机I还包括至少一条管道2，所述管道被配置成在其端部中的一个3处收集压缩空气流。例如，收集可在高压压缩机38的下游执行。管道2的另一端部被连接至排气壳体7的开口 13，以使收集的空气流进入排气壳体的开口。换言之，管道2建立了压缩的收集的空气流和开口 13之间的流体连接。
[0049]在进入到开口13期间，空气流具有小于或等于0.5的马赫数，这限制了声学影响。
[0050]管道2还包括阀22，该阀用于控制经过管道2的收集的空气流的速率。典型地，该阀22的打开和关闭由飞行器计算机根据飞行员的命令来控制。典型地，该阀22被本领域技术人员称为TBV，即“瞬时排放阀(Transient Bleed Valve)”。
[0051]在附图所示的实施例中，管道2在其另一端部处终止于多条次级管道6，所述次级管道6被连接至排气壳体7的开口 13，以将收集的空气流传输到排气壳体的开口。
[0052]根据一个可能的实施例，管道2的另一端部终止于至少两个单独的分支17，每个分支承载次级管道6的一部分。在示例中，每个分支17承载三条次级管道6。
[0053]根据一个实施例，次级管道6的端部31穿过排气壳体7的外套管21，以将收集的空气流注入到开口 13中。为此，可在外套筒21中设置孔，以允许管道6的端部31通过。
[0054]排气壳体7—般包括六个对称分布的孔:三个孔位于一侧，并且三个孔位于另一侦U，以限制热机械变形。
[0055]根据图10和图11中示出的另一实施例，涡轮发动机包括一个或多个从外套管21向外突出的口部34，次级管道6的端部例如通过组装到口部34而被连接，以使收集的空气流朝向开口 13进入到口部中。
[0056]口部34尤其可以在臂10之间被布置在套管21上，并且优选地位于焊接区域之间。
[0057]根据可能的实施例，圆角(fillet)35存在于口部34的侧部和排气壳体7的外部(套管21)之间。
[0058]另外，如在下文中阐述的，已经发现的事实是，将管道6的端部(S卩，排放壳体7中收集的空气流的端部)布置到臂10的压力侧将改善空气动力学性能。
[0059]在应用口部34的实施例中，有利地，口部因此被布置到臂10的压力侧。
[0060]这同样被应用到上文引述的使用外套管21中的孔来允许管道6的端部31通过的实施例中，有利地，所述孔被布置到臂的压力侧。
[0061]管道6的端部的方位设置被限定成优化壳体7的臂10在无流动管道构型(non-flowconfigurat1n)中的损失。
[0062]由于提升现象，相对于吸力侧处的马赫水平，壳体7的臂的压力侧处的马赫水平较低。
[0063]管道口部在无流动构型的流中的存在类似于中断的存在，或类似于在壳体7处局部地阻止来自所述流的流动的壁。
[0064]对流动的局部阻止引起对流动的能量的耗散，这由损失的增加以及空气动力学性能的降低来证明。
[0065]对所产生的能量的耗散随着气流的局部马赫水平而减小，这解释了管道6的端部的靠近压力侧的方位设置的有利性能。
[0066]为了对声学方面进行改善，并且正如图10所示，次级管道6在其端部处相对于涡轮发动机的纵向轴线40逐渐地倾斜，端部处的斜度具有始终小于或等于45°的角度Θ。
[0067]这使得次级管道6的端部的斜度朝向壳体7的升高平滑，并且因此在管道的斜度中不具有过度的突然中断(abrupt breaking)。这种中断的效果将导致边界层的实体分离(solid disbond)，并且因此产生噪声的升高。
[0068]根据一个实施例，如图4中所示，次级管道6的端部31被布置在排气壳体7的下部，以遵守安装限制和排气壳体7上的机械冲击应力。实际上，排气壳体7的顶部已经机械地加载。
[0069]“下部”意味着管道6的端部31布置在介于3H(H为点钟，S卩3点钟)到9H之间的方位角Φ处(与涡轮发动机的纵向轴线正交的平面中的角)。
[0070]收集的空气流一般具有大约40巴的压力。在离开管道2的阀22时，空气流一般具有大约10巴的压力。在开口 13(收集的空气流必须被注入到所述开口中)处，压力大约为I巴。
[0071]因此，空气流的压力的适应性改变必须被执行。
[0072]涡轮发动机I包括隔板15，隔板布置在次级管道6中并且使穿过隔板的空气流的压力降低。
[0073]隔板15的位置影响次级导管6的输出端处的马赫数。
[0074]隔板15包括具有至少一个孔18的板25。
[0075]示例性但非排他性地，在穿过隔板15之后，收集的空气流的压力为大约I巴。
[0076]在横穿隔板15时，收集的空气流的载荷的损失引起振动波的出现以及流动为超音速的区域30的出现。
[0077]除了次级管道6的输出端处的马赫数小于0.5的限制之外，有利的是布置具有减小的直径的管道。
[0078]为此，优选地，收集的空气流于管道2、6中在尽可能最长的距离上保留高的压力，因为这种高的压力维持管道2、6的减小的直径。
[0079]因此优选的是，能够将隔板15布置在管道6下游的尽可能远处，以使管道2和次级管道6的具有减小的直径(例如，小于3英寸的值)的长度被最大化，并同时使管道6的输出端处的马赫数小于0.5。
[0080]这两个限制条件是矛盾的，第一个限制条件要求具有管道6下游的尽可能远处的隔板15，第二个限制条件要求隔板15被布置在管道6上游的尽可能远处。
[0081]为了优化这种折中，在一个实施例中，隔板15具有多个孔18。
[0082]使用这种穿有多个孔的隔板15替代传统的单孔隔板15，实现了气流在隔板的输出端的更好的混合并且使振动更快的消失。
[0083]因此，相对于使用传统隔板15，隔板15下游的使流动为超音速的区域30的范围被减小。
[0084]因此，单个零件响应了机械约束(管道的直径)和声学约束(输出端处的马赫数)。
[0085]在非排他性的示例中，管道在隔板上游具有2英寸的直径并且在隔板下游具有2.25英寸的直径。
[0086]根据一个实施例，隔板15在次级管道6中被布置在如下所述的位置，该位置用于:
[0087]-获得在次级管道6的输出端处具有小于0.5的马赫数的空气流，以及
[0088]-使管道2和次级管道6的具有小于3英寸的值的直径的长度被最大化。
[0089]隔板的位置能够通过仿真或经由实验或通过这两种方法的结合来找出。
[0090]其它的约束也可被施加到收集的气流上以改进声学性能。
[0091]根据一个实施例，如图9所示，管道6在其连接至开口13的端部处与涡轮发动机的纵向轴线成小于45°的角度。这意味着引入到开口 13中的收集的空气流与涡轮发动机的开口 13中流通的主气流29成小于45°的角度β。优选地，角度β小于35°。
[0092]在使用口部34的情况下，这意味着口部34根据情况相对于套管21以小于或等于45° (或35°)的角度倾斜。
[0093]根据本申请的可能的方面，每条次级管道6被连接至排气壳体7的不同的开口13，以为不同的开口输送收集的空气流。考虑到开口 13不相互连通，这改进了离开管道6的气流的声学，只要离开管道6的空气流没有混合。
【主权项】
1.一种涡轮发动机(I)，其特征在于，所述涡轮发动机包括: -排气壳体(7)，所述排气壳体包括多个臂(10)，将所述臂间隔开的空间限定出开口(13)，所述涡轮发动机(I)的主空气流(29)在所述开口中流通， -至少一条管道(2)， ο所述管道构造成在其端部中的一个(3)处收集压缩空气流， ο所述管道(2)的另一端部被连接至所述排气壳体(7)的至少一个开口(13)，以使收集的空气流进入到所述主空气流(29)中，所述收集的空气流在进入所述开口(13)中期间具有小于或等于0.5的马赫数。2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，所述管道(2)在其另一端部处终止于多条次级管道(6)，所述次级管道(6)被连接至所述排气壳体(7)的开口(13)，以使收集的空气流进入所述排气壳体的开口。3.根据权利要求2所述的涡轮发动机，包括一个或多个隔板(15)，所述隔板布置在所述次级管道(6)中并且使穿过所述隔板的收集的空气流的压力降低。4.根据权利要求3所述的涡轮发动机，其中，所述隔板(15)具有多个孔(18)。5.根据权利要求2至4中一项所述的涡轮发动机，包括一个或多个从所述排气壳体(7)向外突出的口部(34)，所述次级管道(6)的端部被连接至所述口部(34)，以使收集的空气流朝着所述开口( 13)进入所述口部。6.根据权利要求5所述的涡轮发动机，在所述口部(34)和所述排气壳体(7)的外部之间具有圆角(35)。7.根据权利要求2至6中一项所述的涡轮发动机，其中，所述次级管道(6)的使收集的空气流进入的端部被布置到所述臂(10)的压力侧。8.根据权利要求2至7中一项所述的涡轮发动机，其中，所述次级管道(6)在其端部处相对于所述涡轮发动机的纵向轴线(40)逐渐地倾斜，端部处的斜度在整个倾斜上具有始终小于或等于45°的角度Θ。9.根据权利要求1至8中一项所述的涡轮发动机，其中，引入到所述开口(13)中的收集的空气流与在所述涡轮发动机(I)中流通的主空气流(29)之间的角度(β)小于45°或35°。10.根据权利要求2至9中一项所述的涡轮发动机，其中，所述次级管道(6)的连接到所述排气壳体(7)的开口上的端部(31)被布置在介于3Η到9Η之间的方位角处。
【文档编号】F02C9/18GK105934563SQ201580005407
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2015年1月20日
【发明人】阿贝德卡得·本亚希亚, 让-米歇尔·布瓦托克斯, 马克思姆·德拉布瑞尔, 马修·菲克, 埃迪·斯蒂芬·乔尔·丰塔内尔, 阿尔贝托·马丁·马托斯, 埃莱娜·奥西, 菲利普·伦布莱, 奥利维耶·勒农, 朱利亚纳·埃莉萨·罗西
【申请人】斯奈克玛