Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора

Авторы патента:


Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора
Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора
Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора
Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора
Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора

 


Владельцы патента RU 2630051:

СНЕКМА (FR)

Двухконтурный турбореактивный двигатель (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13). Они ограничивают первичный контур (V1) между межконтурным корпусом (12) и внутренним корпусом (11) и вторичный контур (V2) между межконтурным корпусом (12) и наружным корпусом (13). Вращающийся вал (BP) включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор (2), который содержит радиальные лопатки (20), свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса (13) турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре (V2). Множество радиальных лопаток статора (5) с изменяемым углом установки закреплены выше по потоку от подвижного вентилятора (2), так что отклоняет осевой набегающий воздух (F) предварительно перед его спрямлением подвижным вентилятором (2) во вторичном контуре (V2). Двигатель (1) лишен лопаток статора во вторичном контуре (V2) ниже по потоку от подвижного вентилятора. Достигается снижение потребления, снижение массы, ограниченное воздействие звуковых колебаний. 9 з.п. ф-лы, 11 ил.

 

Область техники и предыдущий уровень техники

Предлагаемое изобретение относится к области двухконтурной турбомашины, в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки.

Такая турбомашина известна из патентной заявки FR 2902142 компании SNECMA. Традиционно, со ссылкой на фиг. 1, турбомашина 1 проходит в осевом направлении по оси Х-Х и содержит внутренний корпус 11, межконтурный корпус 12 и наружный корпус 13, так что они ограничивают первичный контур VI между межконтурным корпусом 12 и внутренним корпусом 11 и вторичный контур V2 между межконтурным корпусом 12 и наружным корпусом 13. Иными словами, вторичный контур V2 и первичный контур V1 являются кольцевыми и разделены межконтурным корпусом 12.

Турбомашина 1 содержит вращающийся вал, который содержит выше по потоку подвижный вентилятор 2 для сжатия набегающего воздушного потока F, при этом подвижный вентилятор 2 содержит радиальные лопатки 20, свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса 13 турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре V2 и, предпочтительно, также в первичном контуре V1. Традиционно, турбомашина представляет собой так называемую турбомашину с заключенным в обтекатель вентилятором.

Воздушный поток, циркулирующий в первичном контуре V1, традиционно нагнетается двумя ступенями компрессора турбомашины 1, прежде чем он поступает в камеру сгорания. Энергия сгорания отбирается ступенями турбины, которые участвуют в приводе ступеней компрессора и расположенного выше по потоку подвижного вентилятора 2. Воздушный поток, циркулирующий во вторичном контуре V2, участвует, в свою очередь, в подаче тяги в турбомашине 1.

Традиционно, вторичный контур V2 содержит, ниже по потоку от подвижного вентилятора 2, неподвижные радиальные лопатки или лопатки статора 3, известные специалисту как Outlet Guide Vanes (OGV), для спрямления воздушного потока Fo, отклоненного подвижным вентилятором 2 во время его вращения. Аналогичным образом, первичный контур V1 содержит, на ниже по потоку от подвижного вентилятора 2, неподвижные радиальные лопатки или лопатки статора 4, известные специалисту как Inlet Guide Vanes (IGV). Под «неподвижной лопаткой» или «лопаткой статора» следует понимать лопатку, которая не приводится во вращение вокруг оси Х-Х турбомашины 1, то есть в отличие от подвижной лопатки или лопатки ротора роторной ступени турбомашины 1.

Изобретение относится, более конкретно, к турбомашинам, имеющим высокую степень двухконтурности, то есть высокую степень отклонения воздуха во вторичном контуре V2 относительно отклоненного воздушного потока в первичном контуре V1. Степень двухконтурности или bypass ratio (BPR) известна специалисту и зависит от конфигурации корпусов 11, 12, 13 турбомашины (диаметр, радиальный зазор и т.д.). В дальнейшем, под “высокой” степенью двухконтурности следует понимать степень двухконтурности, превышающую 15. Иными словами, для такой турбомашины 1, расход воздуха во вторичном контуре V2 в 15 раз превышает расход воздуха в первичном контуре V1.

Турбомашина 1 с высокой степенью двухконтурности позволяет предпочтительно получить большую силу тяги для сниженного потребления топлива.

Однако чем больше увеличивают размер вторичного контура V2, тем больше увеличивают диаметр наружного корпуса 13, что создает большие недостатки по массе и лобовому сопротивлению. Другой недостаток турбомашины с высокой степенью двухконтурности состоит в том, что необходимо увеличить размер и массу реверсоров тяги.

Таким образом, основной целью изобретения является предложить турбомашину со сниженным потреблением и, соответственно, также сниженной массой.

С другой стороны, чем больше диаметр наружного корпуса 13, тем больше длина лопаток подвижного вентилятора 2. На практике, для скорости вращения лопаток 20 порядка 400 м/с, отклоненный воздушный поток на конце лопаток 20 может достигать сверхзвуковых скоростей, порядка 1,3 числа М, что создает недостатки в плане акустики. Кроме того, высокая скорость воздушного потока Fo, отклоненного подвижным вентилятором 2, генерирует ударные волны в турбомашине 1, что приводит к снижению кпд компрессии. После отклонения набегающего воздушного потока F подвижным вентилятором 2, отклоненный воздушный поток Fo во вторичном контуре V2 содержит осевую и тангенциальную составляющую и требует осевого спрямления неподвижными радиальными лопатками 3 типа OGV. Тангенциальная составляющая, добавленная к осевой составляющей отклоненного воздушного потока Fo во вторичном контуре V2 лопаткой 20 большого диаметра, может быть источником вредных звуковых воздействий для турбомашины 1.

Другая цель изобретения состоит в том, чтобы предложить турбомашину с ограниченным воздействием звуковых колебаний.

Общее описание изобретения

Чтобы устранить, по меньшей мере, некоторые из этих недостатков, изобретение относится к двухконтурной турбомашине, в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина 1 проходит в осевом направлении и содержит внутренний корпус, межконтурный корпус и наружный корпус, так что они ограничивают первичный контур между межконтурным корпусом и внутренним корпусом и вторичный контур между межконтурным корпусом и наружным корпусом, вращающийся вал, который включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор, который содержит радиальные лопатки, свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре, при этом турбомашина содержит множество радиальных лопаток статора с изменяемым углом установки, закрепленных выше по потоку от подвижного вентилятора, причем радиальные лопатки с изменяемым углом установки сконфигурированы так, что отклоняют осевой набегающий воздух, а подвижный вентилятор конфигурирован так, что осуществляет осевое спрямление этого отклоненного воздуха во вторичном контуре, причем турбомашина лишена лопаток статора во вторичном контуре ниже по потоку от подвижного вентилятора.

Наличие радиальных лопаток статора выше по потоку от подвижного вентилятора позволяет предпочтительно отклонять осевой набегающий поток воздуха, предварительно перед его спрямлением подвижным вентилятором, так что воздушный поток ниже по потоку от подвижного вентилятора является исключительно осевым. Таким образом, отпадает необходимость в использовании неподвижных лопаток направляющего аппарата или лопаток статора ниже по потоку от вентилятора, что делает турбомашину легче.

Благодаря изменяемому углу установки радиальных лопаток статора, набегающий воздушный поток приспосабливают в зависимости от потребностей турбомашины, то есть, от ее рабочего режима. Более того, в заданном положении угла установки, радиальные лопатки статора позволяют выполнять функцию воздушного тормоза. Турбомашина не нуждается, таким образом, в реверсе тяги, установленном на турбомашине, что облегчает его массу и снижает усложненность конструкции.

Предпочтительным образом, радиальные лопатки с изменяемым углом установки имеют аэродинамический профиль, так что набегающий воздушный поток ускоряется при отклонении радиальными лопатками с изменяемым углом установки. Иными словами, указанные радиальные лопатки с изменяемым углом установки обеспечивают ламинарное течение воздушного потока. Предпочтительно, аэродинамический профиль лопаток обеспечивает ускорение воздушного потока, по меньшей мере, на 75% хорды.

Предпочтительно, внутренний корпус, межконтурный корпус и наружный корпус радиально разнесены в турбомашине, так что определяют турбомашину, которая содержит степень двухконтурности, большую или равную 15. Предпочтительным образом, частота вращения свободного конца лопаток подвижного вентилятора ниже 340 м/с. Турбомашина с высокой степенью двухконтурности позволяет выгодно использовать большую силу тяги подвижного вентилятора, работающего при небольшой скорости вращения, то есть меньше 340 м/с. Преимущественным образом исключается возникновение высоких скоростей при отклонении воздуха лопатками вентилятора. Благодаря изобретению снижаются вредные воздействия звуковых колебаний для турбомашины с высокой степенью двухконтурности за счет снижения частоты вращения подвижного вентилятора.

Согласно предпочтительному аспекту изобретения, множество радиальных лопаток с изменяемым углом установки проходят в одной и той же плоскости, поперечной к оси турбомашины, чтобы обеспечить однородное отклонение набегающего воздушного потока для спрямления подвижным вентилятором.

Предпочтительно, осевое расстояние между множеством радиальных лопаток с изменяемым углом установки и подвижным вентилятором составляет между 0,1-кратного и 10-кратного значения средней хорды радиальной лопатки с изменяемым углом установки, что позволяет оптимизировать спрямление, ограничивая при этом длину турбомашины и ее гондолы.

Согласно изобретению, турбомашина не содержит лопаток статора, установленных во вторичном контуре ниже по потоку от подвижного вентилятора. Отклоненный подвижным вентилятором воздушный поток спрямляется в осевом направлении и не требует наличия радиальных лопаток ниже по потоку, что делает турбомашину легче и снижает усложненность его конструкции. Аналогичным образом, по предпочтительному аспекту изобретения, турбомашина не содержит лопаток статора, закрепленных в первичном контуре ниже по потоку от подвижного вентилятора.

Согласно одному аспекту изобретения, лопатки подвижного вентилятора проходят исключительно между внутренним корпусом и наружным корпусом турбомашины.

Согласно другому аспекту изобретения, лопатки подвижного вентилятора проходят между межконтурным корпусом и наружным корпусом турбомашины.

Предпочтительным образом, радиальные лопатки с изменяемым углом установки приспособлены, в заданном положении угла установки, чтобы воспрепятствовать циркуляции воздуха во вторичном контуре и позволить циркуляцию воздуха в первичном контуре.

Предпочтительно, турбомашина содержит индивидуальные средства регулирования угла установки радиальных лопаток с изменяемым углом установки таким образом, чтобы обеспечить адаптивную установку в зависимости от конфигурации турбомашины, например, при наличии пилона ниже по потоку от подвижного вентилятора. Средства регулирования позволяют выгодно изменить по месту угол установки некоторых радиальных лопаток с изменяемым углом установки, чтобы обеспечить, например, циркуляцию большего количества воздуха и, таким образом, компенсировать присутствие элемента, препятствующего циркуляции воздуха ниже по потоку от подвижного вентилятора.

Также предпочтительно, турбомашина содержит индивидуальные средства автоматического регулирования угла установки радиальных лопаток с изменяемым углом установки вслед за обнаружением неоднородности воздушного потока во вторичном контуре. Так, в случае обнаружения бокового ветра или Boundary Layer Ingestion (попадание пограничного слоя), воздушный поток во вторичном контуре повторно делают однородным и адаптируют к углу атаки подвижных лопаток путем индивидуальной установки угла каждой радиальной лопатки с изменяемым углом установки, чтобы снизить риск помпажа турбомашины.

Также предпочтительно, каждая радиальная лопатка с изменяемым углом установки имеет аэродинамический профиль, так что позволяет ускорить набегающий воздушный поток по ламинарному течению.

Предпочтительно, каждая радиальная лопатка с изменяемым углом установки содержит тело, подвижное во вращении вокруг радиальной оси, так что сохраняет одинаковый профиль в любом рабочем режиме турбомашины. Такая моноблочная радиальная лопатка проста в изготовлении.

Согласно другому аспекту изобретения, каждая радиальная лопатка с изменяемым углом установки содержит неподвижное тело и подвижный щиток, при этом лишь щиток перемещается в зависимости от рабочего режима турбомашины. Такая радиальная лопатка со щитком позволяет сохранить переднюю кромку одинаково ориентированной при любом рабочем режиме, и лишь задняя кромка является подвижной, чтобы точно ориентировать воздушный поток на подвижном вентиляторе.

Предпочтительно, сечение подвижного щитка увеличивается по его длине от головки к основанию, так что позволяет преградить циркуляцию потока воздуха в первичном контуре. Таким образом, радиальные лопатки с изменяемым углом установки позволяют выполнить функцию воздушного тормоза, обеспечивая питание воздухом турбомашины.

Описание чертежей

Изобретение будет лучше понятным при прочтении нижеследующего описания, приводимого исключительно в виде примера, и со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых показаны:

Фиг 1 - вид в разрезе двухконтурного турбореактивного двигателя согласно уровню техники;

Фиг. 2 - вид в разрезе двухконтурного турбореактивного двигателя согласно изобретению;

Фиг. 3А - схематическое изображение в разрезе лопаток вентилятора и неподвижных радиальных лопаток или лопаток статора для турбомашины согласно уровню техники;

Фиг. 3В - схематическое изображение в разрезе лопаток вентилятора и неподвижных радиальных лопаток или лопаток статора для турбомашины согласно изобретению;

Фиг. 4 - схематическое изображение в разрезе радиальных лопаток статора при взлете;

Фиг. 5 - схематическое изображение в разрезе радиальных лопаток статора при реверсе тяги;

Фиг. 6 - схематическое изображение в разрезе радиальных лопаток статора при адаптивной установке угла;

Фиг. 7А - схематическое изображение нескольких положений установки угла моноблочной радиальной лопатки статора согласно изобретению, содержащей подвижное тело;

Фиг. 7В - схематическое изображение нескольких положений установки угла радиальной лопатки статора согласно изобретению, содержащей неподвижное тело и подвижный щиток;

Фиг. 8 - схематическое изображение сбоку радиальной лопатки статора согласно изобретению, содержащей неподвижное тело и подвижный щиток; и

Фиг. 9 - вид в разрезе другой формы осуществления двухконтурного турбореактивного двигателя согласно уровню техники.

Следует отметить, что изобретение детально изложено на чертежах для воплощения изобретения, причем указанные чертежи, разумеется, могут послужить, чтобы наилучшим образом представить изобретение в случае необходимости.

Описание одной или нескольких форм осуществления и воплощения

Со ссылкой на фиг. 2, на которой схематически представлен турбомашина согласно изобретению для летательного аппарата, турбомашина 1 проходит в осевом направлении по оси Х-Х и содержит внутренний корпус 11, межконтурный корпус 12 и наружный корпус 13, так что они ограничивают первичный контур VI между межконтурным корпусом 12 и внутренним корпусом 11 и вторичный контур V2 между межконтурным корпусом 12 и наружным корпусом 13. Иными словами, вторичный контур V2 и первичный контур V1 являются кольцевыми и разделены межконтурным корпусом 12.

Турбомашина 1 содержит в этом примере вращающийся вал низкого давления ВР и вращающийся вал высокого давления НР, причем вращающийся вал низкого давления ВР включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор 2, который содержит радиальные лопатки 20, свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса 13 турбомашины таким образом, что сжимает набегающий воздушный поток F, по меньшей мере, во вторичном контуре V2. В примере на фиг. 2 подвижный вентилятор 2 ускоряет воздушный поток во вторичном контуре V2 и в первичном контуре V1.

Воздушный поток, циркулирующий в первичном контуре V1, традиционно нагнетается двумя ступенями компрессора турбомашины 1, прежде чем он поступает в камеру сгорания. Энергия сгорания используется ступенями турбины, которые обеспечивают привод ступеней компрессора и расположенного выше по потоку подвижного вентилятора 2. Воздушный поток, циркулирующий во вторичном контуре V2, участвует, в свою очередь, в подаче тяги в турбомашину 1. В этом примере турбомашина имеет высокую степень двухконтурности, то есть, превышающую 15. Для подачи потребной тяги турбомашине с высокой степенью двухконтурности предпочтительно может быть снижена частота вращения подвижного вентилятора 2 до скоростей ниже 340 м/с, например, порядка 250 м/с - 300 м/с.

Согласно изобретению, турбомашина 1 содержит множество неподвижных радиальных лопаток или лопаток статора 5, закрепленных выше по потоку от подвижного вентилятора 2, чтобы отклонить осевой набегающий воздушный поток F, предварительно перед его спрямлением в осевом направлении подвижным вентилятором 2, во вторичном контуре V2, как проиллюстрировано на фиг. 2. В виде примера турбомашина содержит, по меньшей мере, двадцать распределенных по окружности радиальных лопаток статора 5. Со ссылкой на фиг. 2, радиальные лопатки статора 5 проходят в одной и той же плоскости, поперечной к оси турбомашины 1, между внутренним корпусом 11 и наружным корпусом 13 турбомашины 1, чтобы полностью отклонить набегающий воздушный поток F, полученный турбомашиной 1.

В этом примере турбомашина 1 содержит выше по потоку от вентилятора 2 неподвижный осевой конус 21, который выполнен заодно с внутренним корпусом 11 и в котором закреплено множество радиальных лопаток статора 5. Предпочтительно, осевое расстояние между множеством радиальных лопаток статора 5 и подвижным вентилятором 2 составляет между 0,1-кратного и 10-кратного значения средней хорды радиальной лопатки статора, чтобы оптимизировать спрямление. Предпочтительным образом, это позволяет уменьшить расстояние между радиальными лопатками статора 5 и подвижным вентилятором 2 с целью создания более компактной турбомашины. Кроме того, вследствие компактности турбомашины, в нем может быть интегрирована гондола небольших размеров, вместо и на месте наружного корпуса 13, то есть корпуса вентилятора.

В предшествующем уровне техники, как показано на фиг. 3А, осевой набегающий воздушный поток F, полученный турбомашиной 1, нагнетался, прежде всего, лопатками 20 вентилятора 2 с вращением в направлении R, так что отклоненный поток Fa содержит осевую и тангенциальную направляющую. Затем отклоненный поток Fa спрямлялся в осевом направлении радиальными лопатками статора 3 типа OGV ниже по потоку от подвижного вентилятора 2, так что циркулирующий во вторичном контуре V2 воздушный поток F2 ориентирован в осевом направлении, как показано на фиг. 3А.

Согласно изобретению, наличие радиальных лопаток статора 5 выше по потоку от подвижного вентилятора позволяет отклонять набегающий поток воздуха F, предварительно перед его сжатием подвижным вентилятором 2. Действительно, как иллюстрирует фиг. 3В, множество радиальных лопаток статора 5, закрепленных перед подвижным вентилятором 2, позволяют отклонить набегающий воздушный поток F таким образом, что отклоненный воздушный поток Fb содержит осевую и тангенциальную составляющую. Затем отклоненный поток Fb спрямляется в осевом направлении подвижными лопатками 20 и сжимается таким образом, что воздушный поток F2, который циркулирует во вторичном контуре V2, ориентирован в осевом направлении, как показано на фиг. 3В. Предпочтительным образом, воздушный поток F2 ниже по потоку от вентилятора 2 содержит, по большей части, лишь осевую составляющую.

В этом примере, каждая радиальная лопатка статора 5 имеет удлиненную, предпочтительно трехмерную форму, которая проходит в радиальном направлении. Каждая радиальная лопатка статора 5 имеет по существу постоянную по ее длине хорду. Предпочтительно, каждая радиальная лопатка статора 5 содержит аэродинамическое тело с передней кромкой ВА и задней кромкой BF, так что, с одной стороны, отклоняет всякий набегающий воздушный поток F, полученный радиальной лопаткой статора 5, и, с другой стороны, непрерывно ускоряет набегающий воздушный поток, чтобы сохранять ламинарное течение. Предпочтительно, профиль позволяет ускорить набегающий воздушный поток, по меньшей мере, на 75% хорды лопатки.

Радиальная лопатка статора 5 содержит хвостовик, закрепленный в межконтурном корпусе 12, и головку, закрепленную в наружном корпусе 13 при помощи соединительных средств типа винт-гайка, при этом могут быть подходящими, разумеется, также другие соединительные средства.

Согласно изобретению, радиальные лопатки статора 5 выполнены с возможностью изменения угла установки, чтобы они обеспечивали оптимальное отклонение набегающего воздушного потока F при любом рабочем режиме турбомашины (взлет ТО (фиг. 4), крейсерский режим С (фиг. 3В) или торможение L (фиг. 5)). Под изменяемым углом установки понимается ориентация лопатки статора 5 или участка лопатки статора 5 вокруг по существу радиальной оси.

Предпочтительным образом, угол установки θ определяется системой автоматического регулирования (пассивной или активной) в зависимости от рабочего режима турбомашины 1. В этом примере, угол установки θ определен бортовым вычислителем турбомашины, затем передан на исполнительное устройство, которое изменяет угол установки лопатки в процессе рабочего режима турбомашины 1. В виде примера, исполнительное устройство содержит силовой цилиндр, который смещает колесо установки, с которым соединены радиальные лопатки статора 5 посредством большого числа тяг. Разумеется, исполнительное устройство может иметь различные формы.

Со ссылкой на фиг. 3В, угол установки при крейсерском режиме турбомашины 1, определяют в зависимости от частоты вращения в крейсерском режиме вентилятора 20 таким образом, что воздушный поток F2 циркулирует ниже по потоку в осевом направлении во вторичном контуре V2 для подачи оптимальной тяги. В этом примере, задняя кромка BF радиальных лопаток статора 5 направлена наклонно относительно радиальной плоскости, как показано на фиг. 3В. В дальнейшем, угол установки в крейсерском режиме θС используется как опорный угол установки и изображен пунктирной линией на фигурах 4-6.

Со сноской на фиг. 4, при взлете, турбомашина 1 требует большого количества воздуха. С этой целью угол установки θТО при взлете адаптируют, чтобы способствовать осевой циркуляции отклоненного радиальными лопатками статора 5 воздушного потока Fb. В этом примере задняя кромка BF радиальных лопаток статора 5 увеличена, то есть приближена к осевому положению, чтобы уменьшить начальное отклонение, как показано на фиг. 4. Таким образом, набегающий воздушный поток F меньше отклонен радиальными лопатками статора 5, что способствует большому расходу воздуха для подачи во вторичный контур V2.

Со ссылкой на фиг. 5, при торможении самолета и чтобы обеспечить реверс тяги, турбомашина 1 требует небольшого количества воздуха. С этой целью угол установки θ приспосабливают для ограничения осевой циркуляции отклоненного воздушного потока Fb радиальными лопатками статора 5. В этом примере задняя кромка BF радиальных лопаток статора 5 направлена по окружности, то есть в направлении плоскости, поперечной к оси турбомашины, как показано на фиг. 5, чтобы ограничить (читай аннулировать) количество воздуха, поданного на подвижный вентилятор 2. Радиальные лопатки статора 5 с таким углом установки θL обеспечивают, кроме того, создание плоской поперечной поверхности, которая позволяет войти в противодействие с набегающим воздушным потоком F при торможении. Иными словами, радиальные лопатки статора 5 формируют воздушный тормоз, что очень выгодно и позволяет избежать использования довольно массивных и габаритных вспомогательных устройств (реверсор тяги и пр.).

Предпочтительным образом, когда лопатки статора 5 установлены на угол для торможения самолета, набегающий воздушный поток F всегда может циркулировать в первичном контуре V1, чтобы обеспечить работу турбомашины 1. Такая функция может быть достигнута, например, посредством трехмерных радиальных лопаток статора 5, которые взаимодействую вместе для угла установки θ, чтобы образовать плоскость запирания вторичного контура V2, обеспечивая при этом циркуляцию воздушного потока в первичном контуре V1.

Предпочтительно, каждая радиальная лопатка статора 5 имеет одинаковый угол установки θ для заданного режима работы.

Согласно одному из аспектов изобретения, каждая радиальная лопатка статора 5 не имеет одинаковый угол установки θ. Со сноской на фиг. 6, установка угла радиальных лопаток статора 5 осуществляется адаптивным образом, чтобы воздушный поток F2, который циркулирует во вторичном контуре V2, проходил в осевом направлении, чтобы ограничить явления помпажа турбомашины. Предпочтительно, турбомашины 1 содержит индивидуальные средства регулирования установки угла радиальных лопаток статора 5, чтобы обеспечить адаптивную установку угла в зависимости от конфигурации турбомашины 1, например, при наличии пилона 6 позади подвижного вентилятора.

Согласно иллюстрации на фиг. 6, когда турбомашина содержит элементы, которые ограничивают циркуляцию воздуха позади вентилятора 2, адаптируют угол установки θ лопаток статора 5, по существу выровненный в продольном направлении с этими элементами. Фактически, поскольку лопатки статора 5 осуществляют тангенциальное отклонение набегающего воздушного потока, то лопатки в пределах адаптивной установки зависят от обычного угла установки θ.

В виде примера, радиальная лопатка статора 5, по существу выровненная в продольном направлении с пилоном 6 турбомашины 1, имеет угол установки θ, который отличен от углов установки θ других радиальных лопаток статора 5. Действительно, угол установки θ уменьшен, так что позволяет большему количеству воздуха циркулировать в турбомашине 1, чтобы компенсировать воздействие, связанное с пилоном 6. Иными словами, несмотря на наличие пилона 6, осевой воздушный поток F2, который циркулирует во вторичном контуре V2, однороден ниже по потоку от вентилятора.

Также предпочтительно, турбомашина 1 содержит средства автоматического регулирования установки угла радиальных лопаток статора в зависимости от обнаружения неоднородности воздушного потока во вторичном контуре V2. Так, если пилот летательного аппарата, на котором установлен турбомашина, обнаружит такую неоднородность, он может включить средства автоматического регулирования для компенсации этой неоднородности. Например, в случае деформации течения выше по потоку (боковой ветер или Boundary Layer Ingestion), воздушный поток во вторичном контуре V2 ниже по потоку от вентилятора будет однородным благодаря способу адаптации. Такая адаптивная установка угла по окружности предпочтительно позволяет снизить риски срыва потока или помпажа турбомашины 1, что улучшает его рабочие характеристики, равно как и его безопасность.

Установка угла радиальных лопаток статора 5 может быть осуществлена индивидуально или блоками, например, множество последовательных лопаток могут иметь одинаковый угол установки. Иными словами, угол на лопатках статора устанавливают «блок на блок».

Выше были представлены средства установки изменяемого угла радиальных лопаток статора 5 турбомашины 1. Согласно первой форме осуществления, каждая радиальная лопатка статора 5 содержит моноблочное подвижное тело, выполненное с возможностью поворота вокруг радиальной оси (фиг. 7А). Таким образом, в зависимости от рабочего режима турбомашины 1, комплектная радиальная лопатка статора 5 ориентирована вокруг своей оси, по которой она проходит для установки на соответствующий угол в крейсерском режиме θC, режиме взлета θTO или снижении скорости θL.

Согласно другой форме осуществления, каждая радиальная лопатка статора 5' содержит неподвижное тело 50' и подвижный щиток 51', как показано на фигурах 7В и 8. Предпочтительным образом, щиток 51' содержит заднюю кромку BF радиальной лопатки 5' и шарнирно сочленен вокруг оси с телом 50' лопатки 5', которое остается неподвижным. В этом примере, подвижный щиток 51' имеет увеличивающееся сечение по его длине, как иллюстрирует фиг. 8. Предпочтительно, сечение увеличивается от хвостовика 5Р' лопатки статора 5' к его головке 51', как показано на фиг. 8, так что обеспечивает отсечение вторичного контура V2 в положении установки угла θL в режиме приземления, активируя при этом питание первичного контура V1.

Согласно еще одной форме воплощения изобретения, со ссылкой на фиг. 9, подвижный вентилятор 2' содержит подвижные лопатки 20', которые проходят радиально между межконтурным корпусом 12 и наружным корпусом 13, чтобы сжимать воздушный поток лишь во вторичном контуре V2, причем первичный контур V1 не принимает воздушный поток, сжатый подвижным вентилятором 2'. Получается так, что радиальные лопатки статора 5 закреплены между межконтурным корпусом 12 и наружным корпусом 13, чтобы отклонить набегающий воздушный поток F предварительно до его сжатия подвижным вентилятором 2'. Разумеется, радиальные лопатки статора 5 могут быть моноблочными или содержать подвижный щиток в этой конфигурации турбомашины 1.

1. Двухконтурная турбомашина (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит:

- внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13), так что они ограничивают первичный контур (V1) между межконтурным корпусом (12) и внутренним корпусом (11) и вторичный контур (V2) между межконтурным корпусом (12) и наружным корпусом (13),

- вращающийся вал (BP), который включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор (2), который содержит радиальные лопатки (20), свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса (13) турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре (V2),

турбомашина, отличающаяся тем, что содержит множество радиальных лопаток статора (5) с изменяемым углом установки, закрепленных выше по потоку от подвижного вентилятора (2), причем лопатки с изменяемым углом установки сконфигурированы так, что отклоняют осевой набегающий воздух (F), а подвижный вентилятор сконфигурирован так, что осуществляет осевое спрямление этого отклоненного воздуха во вторичном контуре (V2), причем турбомашина лишена лопаток статора во вторичном контуре (V2) ниже по потоку от подвижного вентилятора (2).

2. Турбомашина (1) по п. 1, в которой внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13) радиально разнесены в турбомашине (1), так что определяют турбомашину (1), которая содержит степень двухконтурности (BPR), большую или равную 15.

3. Турбомашина по п. 1, в которой частота вращения свободного конца лопаток (20) подвижного вентилятора (2) ниже 340 м/с.

4. Турбомашина по п. 1, в которой множество радиальных лопаток (5) с изменяемым углом установки проходят в одной и той же плоскости поперечной к оси турбомашины (1).

5. Турбомашина по п. 1, в которой осевое расстояние между множеством радиальных лопаток (5) с изменяемым углом установки и подвижным вентилятором (2) составляет между 0,1-кратного и 10-кратного значения средней хорды радиальной лопатки (5) с изменяемым углом установки.

6. Турбомашина по п. 1, в которой лопатки (20) подвижного вентилятора (2) проходят между внутренним корпусом (11) и наружным корпусом (13) турбомашины (1).

7. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки имеет аэродинамический профиль, так что позволяет ускорить набегающий воздух по ламинарному течению.

8. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки содержит тело подвижное во вращении вокруг радиальной оси.

9. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки содержит неподвижное тело (50’) и подвижный щиток (51’).

10. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки сконфигурирована, чтобы обеспечить функцию воздушного тормоза в заданном положении угла установки.



 

Похожие патенты:

Изобретение может быть использовано для конструирования узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки 1 с внутренними цапфами 4, размещенными между наружным корпусом 2 и разъемным кольцом 3, и фторопластовые втулки 6, каждая из которых контактирует с поверхностью внутренней цапфы 4 поворотной лопатки и ответным радиальным отверстием разъемного кольца 3.

Компрессор содержит поворотные статорные лопатки. Лопатка компрессора имеет аэродинамическую часть заданного профиля по существу в соответствии со значениями X, Y и Z декартовой системы координат, приведенными в масштабируемой таблице, которая выбрана из группы таблиц, состоящей из Таблиц 1-2, и в которой значения X, Y и Z декартовой системы координат являются безразмерными значениями, преобразуемыми в размерные расстояния путем умножения значений X, Y и Z декартовой системы координат на некоторое число, причем координаты X и Y представляют собой координаты, которые, будучи соединенными непрерывными дугами, определяют сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z, при этом сечения профиля аэродинамической части на каждой высоте Z плавно соединены друг с другом с формированием полной формы аэродинамической части.

Изобретение относится к конструированию узлов компрессора с регулируемым направляющим аппаратом, преимущественно для газотурбинного двигателя. Регулируемый направляющий аппарат осевого компрессора турбомашины содержит двухопорные поворотные лопатки, размещенные между наружным корпусом и внутренним разъемным кольцом, а также фторопластовые втулки.

Изобретение относится к высоконапорным компрессорам газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Высоконапорный компрессор включает в себя консольные лопатки поворотного направляющего аппарата, установленные внешними цапфами в Г-образном кольцевом ребре наружного корпуса.

Управляющее устройство для управления поворотными лопатками турбомашины включает множество поворотных лопаток, ориентированных радиально относительно оси турбомашины, и кольцевой управляющий участок для управления поворотом лопаток.

Группа изобретений относится к насосному устройству (2), устанавливаемому коаксиально в трубе (3), и насосной системе (1), содержащей насосное устройство (2). Насосное устройство (2) включает осевой или радиально-осевой насос, содержащий направляющую трубку (7), расположенную вокруг участка рабочего колеса насосного устройства (2).

Изобретение относится к конструкции статора компрессора газотурбинного двигателя авиационного и наземного применения с поворотными лопатками. Статор компрессора газотурбинного двигателя включает поворотные направляющие лопатки, установленные наружными цапфами в разъемном наружном корпусе, а внутренними - в разъемных внутренних кольцах.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в конструкциях турбомашин, в частности в узлах соединения гидроцилиндра привода направляющих аппаратов с промежуточным корпусом газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к осевому компрессору (10), содержащему ограничивающий радиально снаружи кольцеобразный проточный канал (36) корпус, в котором удерживаются с возможностью поворота проходящие через проточный канал (36) направляющие лопатки (14) венца направляющих лопаток, при этом каждая направляющая лопатка (14) имеет для удерживания внутреннего кольца (32) на стороне ротора цапфу (26).

Изобретение относится к статорам компрессоров газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Статор компрессора включает в себя внешний (2) и внутренний (3) корпуса, соединенные между собой передним (5) и задним (6) по потоку воздуха (4) упругими коническими фланцами, а также перфорированную кольцевую обечайку (7) с отверстиями (10) подачи воздуха, размещенную с внешней стороны от внутреннего корпуса (3).

Турбореактивный двигатель содержит три камеры сгорания с газовоздушными контурами, подключенные к соплам, компрессоры и турбину. Одна камера сгорания расположена между компрессором и турбиной, а две другие - за ней, одна вокруг другой.

Способ повышения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего вентилятор, компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления, турбину низкого давления, сопло внутреннего контура и сопло наружного контура, заключается в том, что в канале наружного контура перед входом в сопло устанавливаются направляющие лопатки, позволяющие получить за срезом сопла внутреннего контура зону пониженного давления, что обеспечивает увеличение скорости истечения из сопла внутреннего контура и возрастание расхода воздуха через двигатель.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит фюзеляж, воздухозаборник, корпус, компрессора низкого, среднего и высокого давления с роторами, камеру сгорания, установленную за компрессором высокого давления, газовую турбину, первый вал, соединяющий компрессор низкого давления и газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, использующую водород, соединенную с камерой сгорания.

Двигательная установка гиперзвукового самолета содержит мотогондолу, воздухозаборник, корпус, компрессор с ротором компрессора, камеру сгорания, установленную за компрессором и соединенную с ним воздушным трактом, газовую турбину, реактивное сопло и топливную систему, соединенную с камерой сгорания.

Изобретение позволяет улучшить согласование взлетного и крейсерского режимов работы двигателя и повысить топливную экономичность двигателей гражданской и транспортной авиации.

Изобретение относится к передней части (122) разделителя осевой турбомашины, предназначенной для разделения кольцевого потока в турбомашине на первичный поток (118) и вторичный поток (120) для прохождения термодинамического цикла.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура, содержащую первое монтажное средство.

Газотурбинный двигатель содержит опору центрального узла, узел зубчатой передачи и гибкую опору. Опора центрального узла образует внутреннюю кольцевую стенку для осевого контура и содержащую первые элементы шлицевого соединения.

Изобретение относится к газотурбинным силовым установкам пассажирских и грузовых самолетов. .

Предложены исполнительные устройства (300), предназначенные для изменения ориентации одной или более лопаток, и соответствующие способы разделения первой текучей среды у одного конца исполнительного стержня (310) и второй текучей среды у противоположного конца исполнительного стержня.
Наверх