用于稳定压缩机流的方法和装置制造方法

用于稳定压缩机流的方法和装置制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种用于涡轮机的压缩机系统的气体辅助注入系统，其中再循环或外部馈送的初级质量流利用喷射效应促进由压缩机壳体外部区域而来的次级质量流，从而可以有效地稳定压缩机流并且抵消在压缩机叶片上的旋转失速。
【专利说明】用于稳定压缩机流的方法和装置

【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种用于向涡轮机的压缩机系统提供流体流的方法和装置，更具体 地，涉及用于稳定向航空发动机提供的或航空发动机中的压缩机流。

【背景技术】
[0002] 涡轮压缩机（也称涡轮压气机）为涡轮机的基本组成部分，例如为航空发动机、发 电厂中的燃气轮机或者其他过程技术设备的基本组成部分。
[0003] 航空发动机主要包括压缩机、燃烧室、涡轮和排气喷嘴。这些部件连续地布置在流 方向上。压缩机的任务是将吸入发动机内的环境空气压缩并转送入燃烧室。在燃烧室内压 缩空气与驱动燃料进行混合并点燃混合物。在该过程中膨胀的气体逸出并驱动涡轮，该涡 轮通过机轴与压缩机相连，以驱动压缩机。膨胀气体通过排气喷嘴逸出并产生动力。
[0004] 如那些在航空发动机中使用的一样，压缩机通常由圆筒状壳体组成，在圆筒状壳 体内部限定出用于压缩空气的流道。壳体包括位于其轴向前端的用于进气的开口和位于其 轴向后端的用于出气的开口，优选地，该用于出气的开口连接至燃烧室。机轴沿壳体轴线延 伸，并且在机轴上沿轴向方向连续布置有多个由涡轮驱动的叶轮。每个叶轮包括多个基本 相同的结构清晰的叶片，叶片的平面相对于轴向方向倾斜。当叶片绕机轴转动时，由于叶片 的几何形状使空气通过压缩机通道输送，在叶轮后面下游的空气相对于叶轮前面上游的空 气受到了压缩。因此，在工作状态下，对于每个叶轮而言，叶轮上游的气压与叶轮下游的气 压之间存在某一压缩比。该压缩比例如与叶轮的几何形状和/或叶轮的转速有关。
[0005] 通常在实际应用中会使用多级压缩机，在多级压缩机中多个叶轮依次布置在压缩 机通道中，以使在压缩机中流动的空气逐步压缩至期望的压缩水平。
[0006] 压缩机组件效率的提高呈现出用于涡轮机整体的巨大潜力。因此，发动机制造商 争取借助于现代设计方法，进一步优化压缩机层级的构造，特别是叶片外形，从而通过这种 方法达到流动流体的更高的能量转化率。这种追求当然是有物理界限的。经受过强的气体 动力学负载的压缩机几何结构趋向于增强压缩机叶片上的流分离，流分离会损坏发动机或 可导致发动机的故障。因此，在设计压缩机时必须始终注意充分的安全缓冲，从而能够在发 动机高负荷下和极端航行情况中一直避免流分离。稳定作业线下降至远低于发动机的稳定 极限意味着为安全攸关的运行状态提供充分保护，但这样降低了可完成的压缩比并因此限 制了系统效率。
[0007] 涡轮压缩机的稳定工作会受限于多种因素。涌入障碍或者短暂的负荷变化都能对 发动机中的流造成不利影响。对由于发动机的老化而频繁观察到的稳定行为的减少，一个 更深的原因就是在壳体和转子间增大的间距（所谓的径向间隙）。
[0008] 这些因素能够导致叶轮局部的缺陷入流，该缺陷入流可导致压缩机结构吸入侧的 流分离。由此会造成相关的叶片通道受阻。通常，首先只是壳体附近区域受到该阻碍的影 响，这不仅会导致径向方向上的流减小，而且还会导致圆周方向上的流减小。一旦达到这种 状态，由于在该叶片通道中缺乏能量转换而使压缩机压力比明显下降，并且在其出口处出 现强烈扰动的流。压力损失随流向在压缩机层级上持续增大。
[0009] 图1示意性地示出在压缩机叶栅中的这种流分离。通过前面所述的流偏转，入射 角α由叶片结构至叶片结构发生变化，直至最终在邻近的结构达到临界入射角，该入射角 导致了在该结构上的流分离。流体的偏移造成了最初受影响的叶片通道然后又流入充足的 流并得到缓解，以致于可以抵消分流和通道的阻碍。扰动延续到下一个叶片并向转子转动 的反方向移动通过压缩机叶栅。在其区域中以减小的质量流量及小于转子转速的速度流动 的这样的扰动，通常称作旋转失速（英语"rotating stall"）。
[0010] 为了通过压缩机稳定气流并抵消旋转失速，一个有效的办法就是在叶片尖端区域 注入额外的空气，例如在 S.Bindl 等人的 "Active Stall Elimination by Air Injection onto the Tip Region of Compressor Blades (通过在压缩机叶尖区喷射空气消除主动 失速）"中所述的，ISABE-2009-1105,第19届吸气发动机国际研讨会会议记录，蒙特利尔， 2009年9月。通过适当注入空气，壳体附近的流得以供能并由此稳定。注入的空气可以自 压缩机的较高层级、其他发动机或其他外部来源获取。但是自其他发动机或下游压缩机层 级获取会降低其效率，因为获取的空气不再产生推力。同样地，限制空气量也适用于在后面 的压缩机层级获取空气时的再循环和使用节流效应。否则发动机的后续部分在其效率上会 大大损失。此外，由下游压缩机层级抽取的空气由于已经被压缩而可以达到很高的温度，通 常前面的压缩机层级在构造上不会设计该高温。不必要的加热也限制了再循环的空气质量 流和注入空气的稳定效果。
[0011] 鉴于以上问题，本发明的目的是提供用于稳定通过压缩机的气流的优化方法或优 化装置，并由此提高压缩机效率。


【发明内容】

[0012] 这些问题通过具有独立权利要求1和11的特征的用于向涡轮机的压缩机系统提 供流体流的方法或装置而得以解决。从属权利要求涉及本发明的改进。
[0013] 本发明涉及一种用于向涡轮机的压缩机系统提供流体流的方法，其中压缩机系统 包括至少一个压缩机壳体，该壳体中布置有至少一个叶轮，压缩机流流过该至少一个叶轮， 通过在压缩机系统混合区域内馈送初级流体流和由压缩机壳体外部区域馈送次级流体流 至混合区域内的方法步骤，使得次级流体流至少部分与初级流体流混合成为合成流体流， 并在叶轮上游将合成流体流向叶轮方向自混合区域馈送到压缩机流中。
[0014] 发明人认为，通过由压缩机壳体外部区域馈送次级流体流可以增加初级流体流， 其中初级流体流的压缩密度高于次级流体流，以使合成流体流高效地稳定叶轮区域内的压 缩机流。由于次级流体流的馈送，相对较小的初级流体流可以有效地达到稳定，使得参照现 有技术描述的压缩机系统效率降低以及前面压缩机层级过度加热的缺点都会减少。
[0015] 在该过程中，初级流体流和次级流体流的混合可以这样进行，即初级流体流促进 次级流体流，特别是通过动量交换来促进。特别地，次级流体流在混合区域内与初级流体 流接触并通过初级流体流进行加速，以使初级和次级流体流至少部分混匀后形成合成流体 流。这种效果通常被称为喷射效应。
[0016] 初级流体流在叶轮上游或经过叶轮汇入压缩机流前先流经混合区域，并且可以按 照压缩机系统设计以及流速吸入次级流体流，次级流体流的质量流相当于初级质量流的数 倍。次级流体流自混合区域外输入，即优选地，经过外部导管而不通过压缩机系统的上游层 级或压缩机壳体的主进气口，由此增加可用的稳定压缩机流的质量流，而不降低压缩机系 统效率。按照优选的实施方式，次级流体流不同于压缩机流。
[0017] 就本发明而言，"上游"或"下游"的概念要参考流经压缩机壳体的压缩机流来理 解。因此叶轮的上游侧就是朝向压缩机系统入口或上游压缩机层级的那一侧。相应地，叶 轮的下游侧就是朝向出口或下游压缩机层级的叶轮侧。
[0018] 叶轮将叶轮上游的区域与叶轮下游的区域分开，其中初级流体流由下游导出，而 在混合次级流体流后合成流体流再输回压缩机流。在本发明的实施方式中，这些区域也可 以通过多个叶轮或多个压缩机层级互相分开。初级流体流导出的区域与合成的混合流体汇 入的区域之间的压力差相应较高，使得初级流体流的流速和质量流量也相应增加。这可以 增强喷射效应。
[0019] 在本发明的范围内，压缩机壳体的"内部区域"和"外部区域"的概念与垂直于压 缩机壳体轴或机轴的径向方向有关。内部区域比外部区域更接近壳体轴或机轴的旋转轴， 特别地，内部区域包括用于压缩机流的流道。压缩机壳体的外部区域包括压缩机壳体以外 的区域或压缩机系统运行的环境。
[0020] 次级流体流介质可以与初级流体流的介质相同。特别地，两者介质都可以为空气。 初级流体流的压缩比可以比次级流体流更高。
[0021] 在优选的实施方式中，来自第一涡轮机的压缩机流的初级流体流从叶轮下游导 出。在这种配置中，压缩机流的一部分因而作为初级流体流进行再循环。
[0022] 在另一实施方式中，初级流体流导出自其他涡轮机的压缩机流。如果第一涡轮机 和其他涡轮机都为飞机的航空发动机，那么这种实施方式是特别有利的。与飞行姿态有关， 在不同的飞机发动机中经常出现不同程度的流不稳定性。本发明使得不稳定的第一发动机 的压缩机流借助喷射效应和自稳定的第二发动机的压缩机系统输入的初级质量流而得以 稳定。
[0023] 例如，第二涡轮机也可以为飞机的辅助燃气轮机或辅助供能单元。
[0024] 在其他实施方式中，初级流体流可以自外部蓄压器输入。这种实施方式对使用本 发明的过程技术设备是特别有利的。
[0025] 优选地，初级流体流和/或次级流体流这样导入混合区域，即合成流体流至少部 分冲击叶轮。特别地，合成流体流可以有针对性地导向叶轮。
[0026] 在优选的实施方式中，叶轮包括多个叶片，而合成流体流可以这样输入压缩机流， 即合成流体流在叶片的尖端区域里冲击叶轮。
[0027] 如前文所述，叶片尖端区域的旋转失速通常特别强烈。在流动条件中进行稳定干 预保证了在这个位置上特别大的成效。
[0028] 在优选的实施方式中，合成流体流沿压缩机流边缘区域输入压缩机流。特别地，合 成流体流可以沿压缩机流的周边区域或沿通过压缩机壳体界定的流道周边区域输入压缩 机流。由此可以实现经过整个靠近壳体并在气体动力学上强负载的区域而提供稳定的流体 混合流，并有效避免叶片的尖端区域的旋转失速。
[0029] 优选地，合成流体流的方向基本与初级流体流的方向一致。高压、快速流出的初级 流体流的指向性可以使用这种方法，即有针对性地冲击叶轮的叶片，特别是叶片尖端。
[0030] 在一个实施方式中，混合区域至少部分位于压缩机壳体之外和/或由压缩机壳体 界定出的流道外壁之外。优选地，混合区域完全位于流道之外。合成流体流可以在这种情 况下由混合区域经馈送导管向叶轮方向导入压缩机流。这种配置有其优点，即流道尽可能 或完全保持自由，并避免或至少减小在提供合成流体流时对压缩机流造成的干扰影响。
[0031] 在优选的实施方式中，混合区域完全位于流道之外，并经流道外壁的开口与流道 连接。
[0032] 但是，在一个实施方式中，混合区域也可以至少部分位于由压缩机壳体界定的流 道中。这种配置有其优点，即方便了合成流体流以叶轮方向到压缩机流的馈送。特别地，可 以尽可能放弃以单独的导管将合成流体流自混合区域输入到压缩机流中，以使注入系统的 构造特别简单和低成本。这样的系统也可以以最小的损失集成到现有的压缩机壳体中。
[0033] 在优选的改进方案中，压缩机壳体界定出流道，其中混合区域至少部分与流道隔 绝开来。特别地，混合区域可以包括混合室，优选地，该混合室至少部分与流道隔绝开来。隔 绝的混合区域促进了喷射效应和稳定合成流体流的形成。
[0034] 在一个改进方案中，混合区域包括多个混合室，优选地，该混合室沿压缩机流的周 边区域布置。经多个混合室沿压缩机流的周边区域提供合成流体流可实现在压缩机壳体边 缘区域内特别有效地稳定压缩机流。
[0035] 在优选的实施方式中，本方法包括以预定角度冲击叶轮，特别地，以可变的角度冲 击叶轮。
[0036] 优选地，合成流体流可以这样校准，即以基本垂直叶轮的叶片轴或与叶轮的叶片 轴成角度S和/或与叶轮平面成角度Y的方式冲击叶片。
[0037] 因此角度Υ为零度意味着合成流体流指向叶片的转动方向。角度Υ为180度意 味着合成流体流指向叶片转动的反方向。
[0038] 优选地，角度Υ在20°至160°的范围内，特别优选地，该角度在90°至140°的 范围内。
[0039] 在优选的实施方式中，角度根据叶轮的转速变化，优选地，该角度在20°至160° 的范围内，特别优选地，该角度在90°至140°的范围内。
[0040] 通过变化合成流体流冲击叶轮的角度，注入空气和由此稳定压缩机流能够对压缩 机的运行状态作出精准调整。
[0041] 在优选的实施方式中，由次级流体流的质量流与初级流体流的质量流的商得出的 配比至少为1，优选地，该配比至少为3,特别优选地，该配比至少为10。
[0042] 根据本发明的用于向涡轮机的压缩机系统提供流体流的装置包括：界定出流道的 压缩机壳体，其中该流道中布置有至少一个叶轮；用于初级流体流的第一导管，其中第一 导管具有用于初级流体流的第一入口和第一出口，其中第一出口在叶轮上游与流道流体连 通；以及用于次级流体流的第二导管，其中第二导管具有第二入口和第二出口，其中第二入 口与压缩机壳体的外部区域流体连通，而第二出口在叶轮上游与流道流体连通；其中第一 出口和第二出口互相之间这样布置，即次级流体流至少部分与初级流体流混合为指向叶轮 的合成流体流。
[0043] 就本发明而言，"上游"或"下游"的概念与压缩机流有关，其中该压缩机流在涡轮 机的运行中遍布压缩机系统的压缩机壳体。压缩机系统或叶轮的配置预先确定在运行中流 经压缩机壳体的流向。
[0044] 在优选的实施方式中，第一入口在叶轮下游与涡轮机的流道流体连通。
[0045] 在其他实施方式中，第一入口与其他涡轮机的压缩机层级流体连通。
[0046] 在一个实施方式中，第一入口与外部压力源有流体连通。
[0047] 在优选的实施方式中，第一出口和第二出口互相之间这样布置，即初级流体流促 进次级流体流，特别地，通过动量交换来促进。
[0048] 第二出口可以布置在第一出口附近，特别地，第一出口与第二出口直接相邻布置。 优选地，第一出口和/或第二出口布置在流道的边缘区域。
[0049] 优选地，第一出口指向叶轮，以便合成流体流冲击叶轮。以这种方法可以特别有效 地获得喷射注入并减少旋转失速。
[0050] 在优选的实施方式中，第二导管与流道分开，特别地，与流道不同。
[0051] 优选地，第一出口布置在流道之内。特别地，第一出口可以对准叶轮方向。
[0052] 在优选的实施方式中，所述装置包括具有第三入口和第三出口的混合导管，其中 第三入口面向第一出口而第三出口与流道流体连通。
[0053] 在一个改进方案中，第三出口位于流道中并对准叶轮方向。
[0054] 混合导管一方面可用作次级流体流与初级流体流混合的混合区域，与流道连通并 使合成流体流对准叶轮。另一方面，混合导管也可用作扩散器。
[0055] 在本发明的改进方案中，第三入口具有直径D，而第一出口和第三入口之间的距离 a至少为-3D，优选地，该距离至少为0,特别优选地，该距离至少为2D，其中负距离说明第三 入口位于第一出口上游。本发明人认为，在这个距离范围内能够达到特别高的配比。
[0056] 在本发明的改进方案中，距离a不大于优选地，该距离不大于4D。
[0057] 在本发明的实施方式中，第三入口的横截面积与第一出口的横截面积之间的比例 至少为1比1，优选地，该比例至少为5比1，特别优选地，该比例至少为10比1。
[0058] 在本发明的改进方案中，第三出口的横截面积与第一出口的横截面积之间的比例 不大于100比1，优选地，该比例不大于60比1，特别优选地，该比例不大于40比1。
[0059] 本发明人认为，以这个横截面积比例能够达到特别有效的喷射效应和高配比。
[0060] 在优选的实施方式中，第一出口和/或第三出口的指向基本垂直于叶轮的叶片轴 和/或与叶轮的平面或轴成一个角度。
[0061] 特别地，所述装置可设置为，该角度根据叶轮的转速变化，优选地，该角度在20° 至160°的范围内变化，特别优选地，该角度在90°至140°的范围内变化。
[0062] 优选地，根据本发明的装置可以具有多个第一出口和/或多个第二出口，其沿流 道周边区域布置。特别地，第一出口和/或第二出口可以沿压缩机壳体内周侧布置。
[0063]多个第一和/或第二出口使得合成流体流分散地在压缩机系统或流道的整个边 缘区域上导向叶轮，以便能够实现特别有效地稳定流。一个主喷射器可以供给多个注入喷 嘴。
[0064] 多个第一出口可以与用于初级流体流的一个共同的第一导管连接。同样，可以设 计用于初级流体流的多个第一导管，其都与压力源流体连通，特别地，与叶轮下游的流道流 体连通，并向相应的出口提供初级流体流。
[0065] 相应地，多个第二出口经一个共同的第二导管或各自分开的第二导管与压缩机壳 体的外部区域流体连通。
[0066] 在一个改进方案中，根据本发明的装置包括混合区域，该混合区域在叶轮上游与 流道流体连通并且第一出口和第二出口通入该混合区域中。
[0067] 如前文参考本发明的方法所解释的那样，混合区域实现了由压缩机壳体外部区域 输入的次级流体流与例如在叶轮下游由压缩机系统抽取的初级流体流混合成为合成流体 流，并且合成流体流可以由混合区域向叶轮方向导入压缩机流。因此，可替换地，根据本发 明的装置的特征在于这种混合区域和其设计方案。
[0068] 因此，本发明也涉及一种用于向带有压缩机壳体的涡轮机的压缩机系统提供流体 流的装置，其中该压缩机壳体界定出流道，该流道中布置有至少一个叶轮，该装置还具有至 少一个在叶轮上游与流道流体连通的混合区域，以及用于初级流体流的第一导管，其中第 一导管在第一入口与压力源流体连通并在第一出口与混合区域流体连通，该装置还具有用 于次级流体流的第二导管，其中第二导管在第二入口与压缩机壳体的外部区域流体连通并 在第二出口与混合区域流体连通。
[0069] 在优选的实施方式中，第一导管在叶轮下游的其第一入口与流道流体连通。
[0070] 在其他实施方式中，第一导管在其第一入口与其他涡轮机的流道流体连通。
[0071] 但压力源也可以为外部压力源。
[0072] 在本发明的改进方案中，混合区域包括至少部分位于流道之内的混合室。
[0073] 在优选的实施方式中，混合室包括使混合室和流道分开的室壁。
[0074] 混合区域也可以具有至少部分位于压缩机壳体内和流道之外的混合室。
[0075] 在一个改进方案中，混合室可以具有混合室出口，优选地，该出口布置于流道之 内。
[0076] 混合区域可以包括具有第三入口和第三出口的混合导管，其中第三入口面向第一 出口而第三出口与流道流体连通，特别地，该第三出口位于流道内并对准叶轮的方向。
[0077] 在一个改进方案中，第三入口可以具有直径D，而第一出口和第三入口之间的距离 a可以至少为-3D，优选地，该距离至少为0,特别优选地，该距离至少为2D，其中负距离说明 第三入口位于第一出口上游。
[0078] 在本发明的改进方案中，a不大于优选地，a不大于4D。
[0079] 在优选的实施方式中，第三出口的指向基本垂直于叶轮的叶片轴和/或与叶轮的 平面成一角度。
[0080] 优选地，该角度在20°至160°的范围内，特别优选地，该角度在90°至140°的 范围内。
[0081] 所述装置可设置为，使该角度根据叶轮的转速变化，优选地，该角度在20°至 160°的范围内变化，特别优选地，该角度在90°至140°的范围内变化。
[0082] 混合室可以具有通过第二出口横截面积构成的室入口面积Aein以及通过室出口 构成的室出口面积A aus，优选地，该室出口布置在流道之内，其中Aein/Aaus彡1，优选地，A ein/ Aaus彡3,特别优选地，Aein/Aaus彡10。
[0083] 在优选的实施方式中，压缩机系统为轴流压缩机。
[0084] 特别地，压缩机可以用于发动机中，优选地，用于航空发动机中。
[0085] 优选的示例性实施方式的详细说明
[0086] 通过下面参照附图描述的优选示例性实施方式的详细说明可以更好地理解本发 明的特征和多个优点，在附图中：
[0087] 图1示出压缩机叶栅中的旋转失速的示意图；
[0088] 图2示出根据本发明实施方式的用于稳定压缩机流的喷射气体辅助注入原理的 示意图；
[0089] 图3示出根据本发明实施方式的压缩机系统，该压缩机系统具有用于沿流道边缘 区域馈送稳定流体流的气体辅助注入系统；
[0090] 图4为截面示意图，其中示出叶轮的叶片与合成冲击流体流之间的角度关系；
[0091] 图5示出根据图3和图4的实施方式的气体辅助注入系统的截面示意图；以及
[0092] 图6示出根据本发明实施方式的另一气体辅助注入系统的截面示意图。
[0093] 在下文中，通过使用用于航空发动机的压缩机系统的示例对用于向压缩机系统提 供合成流体流的根据本发明的方法或根据本发明的装置进行描述。但本发明不限于该应 用。根据本发明，喷射效应的使用可以在所有常规气体压缩机系统中稳定压缩机流或减小 流不稳定性，如描述旋转失速的示例那样。另外，具体的压缩机系统视作与其在大量过程设 备中的应用一样，特别是用于发电的固定燃气轮机。
[0094] 基于现有技术中通过在叶片尖端区域注入空气以稳定压缩机流（如S. Bindl等人 在上述引文中描述的那样），本发明是基于这样的认识，即优选地在固定再循环流中注入的 质量流能够利用喷射效应得以数倍地增强。因此，通过相对较小的再循环流和最小程度的 效率损失以达到对稳定压缩机流的改进。
[0095] 喷射效应的依据为，较快的初级质量流通过动量传递加速并输送周围的流体。喷 射效应以所述的配比μ以及次级质量流（sek)与初级质量流（prim)的商来表示，配比μ 表述为喷射效率。 m ,
[0096] fi ~''~· m . prim
[0097] 喷射效应可被用于不同的工业用途。发明人在B.Muth等人的"Basic Study of the Ejector Effect (喷射效应的基本研究），Parti: CFD〃, 47 th AIAA/ASMI/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit, 31. 07. -03. 08. 2011, San Diego, 以及M. 5?设?3/等人的"Basic Study of the Ejector Effect(喷射效应的基本研 究），Part2:Experimental Approach〃的文章中介绍了对于喷射基本效果的详细数字模拟 和实验研究，但并未与稳定压缩机流相联系。本发明提出了一个惊人的新发现，即喷射效应 可用于且有利于稳定压缩机流。
[0098] 图2示出了利用喷射效应增强压缩机系统中的注入流的原理。气体辅助注入系统 10布置在压缩机层级的叶轮12的上游，为了清晰起见只标识出叶片14。叶轮12可绕轴A 旋转，轴A为压缩机系统的对称轴。叶片14的平面（在图2中示出为截面）总是相对于方 向A倾斜。
[0099] 气体辅助注入系统10通过喷嘴18在叶轮12的叶片14的方向上引导初级流体流 16。初级流体流16由叶轮12下游的压缩机系统（图2中未示出）获得。气体辅助注入系 统10还包括来自压缩机外部区域的导管，图2中只示出了输出端口 20。通过该导管和其输 出端口，初级流体流16在自喷嘴18喷出时被吸入次级流体流22。次级流体流22汇入混合 管24,该混合管24布置在喷嘴18的出口与叶轮12的叶片14之间，在该混合管24中，次级 流体流22与初级流体流16接触并通过初级流体流16加速。在该过程中，混合管24还可 作为扩散器。初级流体流16和次级流体流22在混合管24中混合为合成流体流，该合成流 体流冲击叶轮12的叶片14。
[0100] 在喷射效应中初级流体流16促进了来自压缩机系统外部区域的次级流体流22， 从而喷射效应造成注入的总质量流显著增强并由此提升发动机进程的效率。
[0101] 图3为带有根据本发明的气体辅助注入系统的航空发动机的压缩机系统的局部 透视剖面图。涡轮机的压缩机系统通常包括多个压缩机层级，各压缩机层级具有多个沿流 道或共同轴A布置的叶轮12和其下游的各定子。如在关于现有技术的介绍中所说明的，这 种压缩机系统的原则上的构造为专家所熟知，在图3中为了清晰起见未标识出所有细节。
[0102] 压缩机系统包括基本为筒状的压缩机壳体26，在压缩机壳体26内部限定出流道 28,在运行中由压缩机流30穿流过流道28。在流道28中，带有叶片14的叶轮12是可转动 的。叶片表面相对于叶轮12的转动轴A是倾斜的。在压缩机系统的运行中，叶轮12转动， 并由于叶片14的结构将进入流道28中的空气向下游定子或后续压缩机层级的方向输送， 以便压缩机流30通过流道28。在该过程中空气被压缩，使得叶轮12下游的压力超过其上 游压力。
[0103] 利用喷射效应，叶轮12下游的初级流体流16由压缩机流30分流而来并经第一导 管32导回叶轮12上游的混合区域内，该导管32部分布置在压缩机壳体26内。混合区域 包括多个混合室34,这些混合室沿压缩机壳体26内壁的圆周等距排列。每个混合室34都 包括用于次级流体流22的进气口 20,初级流体流16由压缩机壳体26的外部区域吸入次级 流体流22。
[0104] 在图3放大的详细图示中示出混合室的构造和配置的进一步细节。混合室34包 括混合室壁36,其将室内空间与流道28隔绝开。第一导管32的出口通入室内，初级流体 流16与次级流体流22在室内混合。合成流体流经混合室出口 38以预定的角度导向叶轮 12的方向，以便流入叶片14。特别地，混合室出口 38也可以设计为可调整的，以便以不同 角度冲击叶轮12的叶片14。
[0105] 图4示出参照沿图3直线B-B所取的剖面的在冲击叶片14时的角度关系。叶轮 12在转动平面40内沿转动方向U转动，该转动平面40垂直于轴线A或压缩机流30。叶片 14相对于转动平面40以角度β倾斜，该角度β可取决于压缩机层级或压缩机系统的配 置。自混合室34经混合室出口 38提供的合成流体流以基本垂直于叶片轴42并与叶轮12 的转动平面40成角度γ的方式冲击叶轮12的叶片14。可调整的混合室出口 38可使流入 角Υ根据叶片14的转速和/或压缩机系统的运行状态来选择或改变，从而实现压缩机流 30的动态稳定。因此，合成流体流的一部分可以指向叶片14的方向，或者合成流体流的一 部分也可以指向与叶片14相对的方向。因此角度γ = 0意味着合成流体流以叶片14的 转动方向冲击。而角度Υ =180°则显示合成流体流指向与叶片14转动方向U相对的方 向。优选地，流入角Υ可以在20°至160°的范围内，特别优选地在90°至160°的范围 内，尤其是在90°至140°的范围内进行变化。
[0106] 在示例性的配置中，混合室出口 38可以布置为以轴向冲击叶栅14。
[0107] 在本发明的实施方式中，混合室出口 38也可以这样校准，即以叶片轴42径向为基 准，以角度S (未标识）冲击叶栅14。优选地，角度δ在45°到135°之间的范围内。
[0108] 沿流道28周边区域布置的多个混合室34使得能够在叶轮12的整个周边区域内 输入几乎均匀的稳定喷射流，由此在叶片14的叶尖区（由于在壳体附近的高转速而在气体 动力学上负载特别强）在流动条件中进行稳定干预，并避免流分离。
[0109] 图5示出了上述参考图3和图4描述的气体辅助注入装置的截面示意图。如图5 所示，在压缩机系统的运行中，压缩机流30由左至右流过由压缩机壳体26的壳壁限定的流 道28。在流道28中的多个叶轮12、12'、12〃（其构造和功能都符合图3描述的叶轮12)在 流方向上串联布置。多个叶轮12、12'、12"共同构成压缩机系统。在图5中为清晰起见未 对布置在叶轮12、12'、12〃各自下游的那些定子做标识。
[0110] 图5进一步示出用于初级流体流16的第一导管32,第一导管32具有第一入口 44， 第一入口 44用于将初级流体流16自叶轮12、12'、12〃下游的流道28改道。第一导管32 将进入入口 44的初级流体流16引导流过流道28的经过叶轮12、12'、12〃的壁之外、随后 穿过流道28的壁经过弯转部分46和（第一）出口 48导入混合室34,该（第一）出口 48 可设计为喷嘴，该混合室34布置在叶轮12上游的压缩机壳体26的内壁上并通过混合室壁 与流道28分隔开。
[0111] 在弯转部分46中偏转后，初级流体流16离开（第一）出口 48流向叶轮12的叶 尖区方向。混合室34的出口 38安装了混合管24,优选地，混合管入口 50与（第一）出口 48同轴且相对布置，而混合管出口 52指向叶轮12的叶片尖端方向。
[0112] 混合室34通过第二导管54与压缩机壳体外部区域流体联通。自喷嘴48以高速 流入的初级流体流16通过第二导管54自压缩机壳体外部区域吸入空气作为次级流体流22 至混合室中。在混合管24中，次级流体流22与初级流体流16相接触，通过初级流体流16 加速并混合成为合成流体流56,通过混合管出口 52离开混合管24流向叶轮12的方向。
[0113] 混合管24可作为扩散器，并且其横截面积是第一导管32的出口 48的横截面积的 两倍，优选地，为超过2倍或更多。优选地，第一导管32的出口 48与混合管24的入口 50 之间的距离在2D和4D之间的范围内，其中D表示混合管24的直径。然而如图5所示，距 离a也可被选择为较小的值。特别地，第一导管32的出口 48也可以伸入混合管24中，使 得该距离（a)为负。航空发动机的紧凑性可以严格限制其比例。
[0114] 通过所述的配置可实现配比μ = 2或更高，即初级流体流16通过来自压缩机壳 体26外部区域的次级流体流22增强2倍以上。混合管24包括位于其出口 52处的可移动 的部分（未示出），用以根据压缩机系统运行状态将合成流体流56以预定角度γ引导至叶 轮12的叶片14上，正如前文参照图3和4所述的那样。
[0115] 图6示出根据本发明的压缩机系统的另一实施方式，其与前文参照图5所述的实 施方式基本相同，区别仅在于混合区域的设计。
[0116] 与图5中混合室34设计在流道28内的实施方式相比较，图6的实施方式中的混 合区域至少部分位于流道28之外和压缩机壳体26之内。在该配置中，第一导管32通入压 缩机壳体26之内的混合室34。当从第一导管32的喷嘴口 48离开时，初级流体流16经第 二导管（未示出）吸入次级流体流22至混合室34中。
[0117] 混合室34仍包括混合管24'，次级流体流22与初级流体流16在此混合为合成流 体流56。与图5的实施方式相比较，混合室24'经过压缩机壳体26的壁，并将合成流体流 56改向叶轮12的方向。除此之外，在尺寸、与第一导管32的出口 48有关的布置及作用方 式上，图6示出的实施方式中的混合室24'与混合室24并无不同，正如前文参照图5所述 的那样。
[0118] 在图6中，混合室至少部分位于压缩机壳体26之外，这样配置的一个优点就是气 体辅助注入系统在流道28中只有很小或者没有干扰。
[0119] 在图6的实施方式的改进方案中，混合室出口 38可以仅为流道28的壁中的槽，这 样的槽被设计和布置为将合成流体流56导向叶轮12的方向。这种配置的优点是流道28 保持完全自由。
[0120] 上述实施方式和附图仅作为本发明和由此而得的优点的说明，但本发明应不限于 此。本发明的范围仅由随后的权利要求限定。
【权利要求】
1. 一种用于向第一涡轮机的压缩机系统提供流体流（56)的方法，其中，所述压 缩机系统包括至少一个压缩机壳体（26)，在所述压缩机壳体中布置有至少一个叶轮 (12, 12'，12")，压缩机流（30)流过所述至少一个叶轮（12, 12'，12")，所述方法包括： 向所述压缩机系统的混合区域（34)馈送初级流体流（16); 自所述压缩机壳体（26)的外部区域向所述混合区域（34)馈送次级流体流（22)，以使 所述次级流体流（22)至少部分与所述初级流体流（16)混合以形成合成流体流（56)，从而 在所述初级流体流（16)与所述次级流体流（22)之间发生动量交换，并使得所述次级流体 流（22)通过所述初级流体流（16)来促进；以及 在所述叶轮（12, 12'，12〃）上游的所述压缩机流（30)中以所述叶轮（12, 12'，12〃）的 方向馈送所述合成流体流（56)。
2. 根据权利要求1所述的方法，其中，自第二涡轮机的压缩机流中，优选地自所述叶轮 (12, 12'，12")下游的所述第一涡轮机的所述压缩机流（30)中，导出所述初级流体流（16)。
3. 根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述叶轮（12, 12'，12")包括多个叶片（14)， 所述合成流体流（56)以这样的方式馈送至所述压缩机流（30)，即所述合成流体流（56)在 所述叶片（14)的尖端区域中冲击所述叶轮（12, 12'，12")。
4. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述合成流体流（56)沿所述压缩机 流（30)的边缘区域馈送至所述压缩机流（30)。
5. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述压缩机壳体（26)界定出流道 (28)，所述混合区域（34)至少部分位于所述流道（28)之外，优选地，所述混合区域完全位 于所述流道（28)之外。
6. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述压缩机壳体（26)界定出流道 (28)，所述混合区域（34)至少部分位于所述流道（28)中。
7. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述压缩机壳体（26)界定出流道 (28)，所述混合区域（34)至少部分与所述流道（28)隔绝。
8. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，能够以这样的方式校准所述合成流 体流（56)，即所述合成流体流（56)以基本垂直于所述叶轮（12, 12'，12")的叶片（14)的叶 片轴（42)和/或与所述叶轮（12, 12'，12")的平面（40)成角度（Y)的方式冲击所述叶片 (14)。
9. 根据权利要求8所述的方法，其中，所述角度（γ )根据所述叶轮（12, 12'，12")的转 速变化，优选地，所述角度在20°至160°的范围内变化，特别优选地，所述角度在90°至 140°的范围内变化。
10. 根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，由所述次级流体流（22)的质量流 与所述初级流体流（16)的质量流的商得出的配比至少为1，优选地，该配比至少为3,特别 优选地，该配比至少为10。
11. 一种用于向第一涡轮机的压缩机系统提供流体流（56)的装置，包括： 压缩机壳体（26)，所述压缩机壳体界定出流道（28)，在所述流道中布置有至少一个叶 轮（12, 12'， 12〃）； 用于初级流体流（16)的第一导管（32)，其中所述第一导管（32)具有用于所述初级流 体流（16)的第一入口（44)和第一出口（18,48)，其中所述叶轮（12, 12'，12〃）上游的所述 第一出口（18, 48)与所述流道（28)流体连通；以及 用于所述次级流体流（22)的第二导管（54)，其中所述第二导管（54)具有第二入口，所 述第二入口与所述压缩机壳体（26)的外部区域流体连通，所述第二导管还具有第二出口 (20)，所述第二出口在所述叶轮（12, 12'，12〃）上游与所述流道（28)流体连通； 其中，所述第一出口（18, 48)和所述第二出口（20)彼此以这样的方式布置，即所述次 级流体流（22)至少部分与所述初级流体流（16)混合以形成指向所述叶轮（12, 12'，12") 的合成流体流（56)，从而在所述初级流体流（16)和所述次级流体流（22)之间发生动量交 换并通过所述初级流体流（16)促进所述次级流体流（22)。
12. 根据权利要求11所述的装置，其中所述第一入口（44)与第二涡轮机的压缩机层级 流体连通，优选地，所述第一入口在所述叶轮（12, 12'，12")下游与所述第一涡轮机的流道 (28)流体连通。
13. 根据权利要求11或12所述的装置，其中所述第一出口（18, 48)和/或所述第二出 口（20)布置在所述流道（28)的边缘区域。
14. 根据权利要求11至13中任一项所述的装置，其中所述第一出口（18, 48)布置在所 述流道（28)之内，优选地，对准所述叶轮（12, 12'，12")的方向布置在所述流道（28)之内。
15. 根据权利要求11至14中任一项所述的装置，还包括混合导管（24, 24'），其中所述 混合导管具有第三入口（50)和第三出口（52)，其中所述第三入口（50)面向所述第一出口 (18, 48)，所述第三出口（52)与所述流道（28)流体连通，优选地，所述第三出口位于所述流 道（28)中并对准所述叶轮（12, 12'，12")的方向。
16. 根据权利要求15所述的装置，其中所述第三入口（50)具有直径D，所述第一出口 (18,48)与所述第三入口（50)之间的距离a介于-3D 的范围内，优选地，所述距 离a介于0 < a < 4D的范围内，特别优选地，所述距离a介于2D < a < 4D的范围内，其中 负距离表示所述第三入口（50)位于所述第一出口（18, 48)上游。
17. 根据权利要求15或16所述的装置，其中所述第三出口（50)的横截面积与所述第 一出口（18, 48)的横截面积之间的比例介于1:1和100:1之间，优选地，所述比例介于5:1 和50:1之间，特别优选地，所述比例介于10:1和40:1之间。
18. 根据权利要求11至17中任一项所述的装置，其中所述第一出口（18, 48)和/或 所述第三出口（52)对准以基本垂直于所述叶轮（12, 12'，12〃）的叶片（14)的叶片轴（42) 和/或与所述叶轮（12, 12'，12")的平面（40)成角度（γ )。
19. 根据权利要求18所述的装置，其中所述装置能够被设置为，使所述角度（γ)根据 所述叶轮（12, 12'，12")的转速变化，优选地，所述角度在20°至160°的范围内变化，特别 优选地，所述角度在90°至140°的范围内变化。
20. 根据权利要求11至19中任一项所述的装置，包括多个第一出口（18, 48)和/或多 个第二出口（20)，其中所述第二出口沿所述流道（28)的周边区域布置，优选地，所述第二 出口布置在所述压缩机壳体（26)的内侧。
21. 根据权利要求11至20中任一项所述的装置，包括混合区域（34)，其中所述混合区 域在所述叶轮（12, 12'，12〃）上游与所述流道（28)流体连通，其中所述第一出口（18, 48) 和所述第二出口（20)通入所述混合区域（34)。
22. 根据权利要求21所述的装置，其中所述混合区域包括混合室（34)，所述混合室至 少部分位于所述流道（28)之内。
23.根据权利要求21或22所述的装置，其中所述混合区域包括混合室（34)，所述混合 室至少部分位于所述流道（28)之外，优选地，所述混合室全部位于流道（28)之外。
【文档编号】F04D29/68GK104114875SQ201280067262
【公开日】2014年10月22日 申请日期:2012年12月20日 优先权日:2012年1月16日
【发明者】斯特凡·宾德尔, 马塞尔·斯托塞尔, 雷恩哈德·涅惠斯, 巴斯蒂安·穆斯 申请人:慕尼黑联邦国防军大学