具有用於低風扇壓力比的風扇可變面積噴嘴的燃氣渦輪發動的製造方法
2023-06-19 19:39:46
具有用於低風扇壓力比的風扇可變面積噴嘴的燃氣渦輪發動的製造方法
【專利摘要】一種用於高旁通燃氣渦輪發動機的機艙組件，包括：核心機艙，所述核心機艙圍繞發動機中心線軸線被限定；風扇機艙，所述風扇機艙至少部分地圍繞所述核心機艙被安裝，以限定用於風扇旁通空氣流的風扇旁通流路徑；風扇可變面積噴嘴，所述風扇可變面積噴嘴能夠相對於所述風扇機艙軸向地移動，以在發動機操作期間改變風扇噴嘴出口面積並且調節所述風扇旁通空氣流的風扇壓力比，所述風扇壓力比小於大約1.45。在用於燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步實施方式中，所述組件進一步包括控制器，所述控制器可操作以控制所述風扇可變面積噴嘴。
【專利說明】具有用於低風扇壓力比的風扇可變面積噴嘴的燃氣渦輪發動機
[0001]相關申請的交叉引用
本申請要求2011年12月30日提交的美國申請N0.13/340，771的優先權，該美國申請是2011年12月8日提交的美國申請N0.13/314,365的部分繼續申請。
[0002]發明背景。
【技術領域】
[0003]本發明涉及燃氣渦輪發動機，並且更具體地涉及具有風扇可變面積噴嘴(VAFN)的渦輪風扇發動機，該噴嘴軸向地移動以改變其旁通流路徑面積。
【背景技術】
[0004]常規的燃氣渦輪發動機通常包括風扇部段和核心發動機，風扇部段的直徑大於核心發動機的直徑。風扇部段和核心發動機繞縱向軸線設置並且被包封在發動機機艙組件之內。
[0005]燃燒氣體從核心發動機穿過核心排氣噴嘴排出，同時設置在主空氣流路徑徑向外面的環形風扇流穿過環形風扇排氣噴嘴排出，該環形風扇排氣噴嘴被限定在風扇機艙和核心機艙之間。穿過風扇排氣噴嘴排出的加壓風扇空氣產生推力的大部分，而穿過核心排氣噴嘴排出的燃燒氣體提供剩餘推力。
[0006]常規的燃氣渦輪發動機的風扇噴嘴具有固定的幾何結構。固定幾何結構的風扇噴嘴是適合於起飛和著陸條件以及巡航條件的折中方案。一些燃氣渦輪發動機已經實施了風扇可變面積噴嘴。風扇可變面積噴嘴在巡航條件期間提供較小的風扇出口噴嘴直徑，並且在起飛和著陸條件期間提供較大的風扇出口噴嘴直徑。現有的風扇可變面積噴嘴典型地採用相對複雜的機構，其將發動機總體重量增大到可能抵消由此增加的燃料效率的程度。
【發明內容】
[0007]根據本公開的一個示例性方面的一種用於高旁通燃氣渦輪發動機的機艙組件，包括:核心機艙，所述核心機艙圍繞發動機中心線軸線被限定；風扇機艙，所述風扇機艙至少部分地圍繞所述核心機艙被安裝，以限定用於風扇旁通空氣流的風扇旁通流路徑；風扇可變面積噴嘴，所述風扇可變面積噴嘴相對於所述風扇機艙軸向地可移動，以在發動機操作期間改變風扇噴嘴出口面積並且調節所述風扇旁通空氣流的風扇壓力比，所述風扇壓力比小於大約1.45。
[0008]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述組件進一步包括控制器，所述控制器可操作以控制所述風扇可變面積噴嘴，以便改變所述風扇噴嘴出口面積並且調節所述風扇旁通空氣流的壓力比。
[0009]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述控制器可以可操作以在巡航飛行條件下減小所述風扇噴嘴出口面積。附加地或替代地，所述控制器可以可操作以控制所述風扇噴嘴出口面積，以便降低風扇不
穩定性。
[0010]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇可變面積噴嘴限定所述風扇機艙的後緣。
[0011]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述組件可以進一步包括控制器，所述控制器可操作以軸向地移動所述風扇可變面積噴嘴，以便響應於飛行條件改變所述風扇噴嘴出口面積。
[0012]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述組件可以進一步包括齒輪系統，所述齒輪系統由所述核心機艙之內的核心發動機驅動，以便驅動所述風扇機艙之內的風扇。
[0013]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述風扇可以將校正風扇葉尖速度限定為小於大約1150英尺/秒。
[0014]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述核心發動機可以包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大於大約五
(5)的壓力比。附加地或替代地，所述核心發動機可以包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大於五(5)的壓力比。
[0015]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述組件可以進一步包括齒輪系統，所述齒輪系統由所述核心機艙之內的核心發動機驅動，以便驅動所述風扇機艙之內的風扇，所述齒輪系統限定了大於或等於大約2.3的齒輪減速比。
[0016]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述組件可以進一步包括齒輪系統，所述齒輪系統由所述核心機艙之內的核心發動機驅動，以便驅動所述風扇機艙之內的風扇，所述齒輪系統限定了大於或等於大約2.5的齒輪減速比。
[0017]在用於高旁通燃氣渦輪發動機的實施方式的任一前述機艙組件的進一步的非限制實施方式中，所述旁通流可以將旁通比限定為大於大約六(6)。附加地或替代地，所述旁通流可以將旁通比限定為大於大約十(10)。附加地或替代地，所述旁通流可以將旁通比限定為大於大約十(10)。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0018]對於本領域技術人員來講，本發明的各種特徵和優點從當前優選實施方式的隨後的【具體實施方式】將變得明顯。伴隨該【具體實施方式】的附圖能夠簡要地描述如下:
圖1A是用於與本發明使用的示例性燃氣渦輪發動機實施方式的一般示意性局部不完整視圖；
圖1B是該發動機的後視圖；
圖1C是與吊架整合的該發動機的側視圖；
圖1D是與吊架整合的該發動機的立體圖；
圖2A是處於閉合位置的VAFN的截面側視圖；
圖2B是處於打開位置的VAFN的截面側視圖；以及 圖3是旁通導管歸一化(normalized)橫截面面積分布的曲線圖；
圖4是有效面積增加對噴嘴平移的曲線圖；
圖5是導管面積分布的曲線圖；
圖6A是輔助埠位置的示意性幾何視圖；
圖6B是輔助埠進入角的示意性幾何視圖；以及 圖6C是VAFN外表面曲率的示意性幾何視圖。
【具體實施方式】
[0019]圖1A示出了燃氣渦輪風扇發動機10的一般局部不完整示意圖，燃氣渦輪風扇發動機10從發動機吊架P懸掛在發動機機艙組件N之內，該發動機機艙組件N對於設計用於亞音速操作的航空器是典型的。
[0020]渦輪風扇發動機10在容納低轉子14和高轉子24的核心機艙12之內包括核心發動機。低轉子14包括低壓壓縮機16和低壓渦輪機18。低轉子14通過齒輪系22驅動風扇部段20。高轉子24包括高壓壓縮機26和高壓渦輪機28。燃燒器30布置在高壓壓縮機26和高壓渦輪機28之間。低轉子和高轉子14、24繞發動機旋轉軸線A旋轉。
[0021]發動機10優選地是高旁通齒輪傳動的航空器發動機。在一個公開的非限制實施方式中，發動機10的旁通比大於大約六(6),其中一個實例實施方式大於十(10),齒輪系22是周轉齒輪系(例如行星齒輪系統)或者齒輪減速比大於大約2.3的其他齒輪系統，並且低壓渦輪機18具有大於大約5的壓力比。在一個公開的實施方式中，發動機10的旁通比大於大約十(10:1)，渦輪風扇直徑顯著大於低壓壓縮機16的直徑，並且低壓渦輪機18具有大於大約5:1的壓力比。低壓渦輪機18的壓力比為在低壓渦輪機18的進口之前測得的壓力相對於在排氣噴嘴之前的低壓渦輪機18的出口處的壓力。齒輪系22可以是周轉齒輪系(例如行星齒輪系統)或者齒輪減速比大於大約2.5:1的其他齒輪系統。然而應當理解，上面的參數僅僅是齒輪傳動架構發動機的一個示例性實施方式，並且本發明可適用於包括直接驅動渦輪風扇的其他燃氣渦輪發動機。
[0022]空氣流進入風扇機艙34，風扇機艙34至少部分地環繞核心機艙12。風扇部段20將空氣流傳輸到核心機艙12內，以便為低壓壓縮機16和高壓壓縮機26提供動力。由低壓壓縮機16和高壓壓縮機26壓縮的核心空氣流與燃燒器30中的燃料混合，並且在高壓渦輪機28和低壓渦輪機18上膨脹。渦輪機28、18被聯接成分別隨轉子24、14旋轉，以便響應於膨脹而旋轉地驅動壓縮機26、16並且通過齒輪系22旋轉地驅動風扇部段20。核心發動機排氣E穿過在核心機艙12和尾錐32之間限定的核心噴嘴43離開核心機艙12。
[0023]核心機艙12被結構36支撐在風扇機艙34之內，結構36 —般被通稱為風扇出口導葉(FEGV)。旁通流路徑40被限定在核心機艙12和風扇機艙34之間。發動機10生成具有旁通比的高旁通流布置，其中，進入風扇機艙34的空氣流的大約80%變成旁通流B。旁通流B傳輸穿過大致環形的風扇旁通流路徑40，並且穿過風扇可變面積噴嘴(VAFN) 42從發動機10排出，風扇可變面積噴嘴42在風扇部段20下遊的風扇機艙34的風扇機艙端部節段34S處限定了風扇機艙34和核心機艙12之間的風扇噴嘴出口面積44。
[0024]推力是密度、速度和面積的函數。這些參數中的一個或更多個能夠被操縱以改變由旁通流B提供的推力的量和方向。可變面積風扇噴嘴(「VAFN」)42響應於控制器C而操作以有效地改變風扇噴嘴出口面積44的面積，以便選擇性地調節旁通流B的壓力比。低壓力比渦輪風扇由於其高推進效率而是合乎期望的。然而，低壓力比風扇在低功率和低飛行速度處可能固有地易於受到風扇穩定性/顫振問題。VAFN42允許發動機在低功率處改變到更加有利的風扇操作線，避免不穩定性區域，並且仍然提供對於在巡航時獲得高效率風扇操作線而言必要的相對較小的噴嘴面積。
[0025]由於高旁通比，旁通流B提供了顯著量的推力。發動機10的風扇部段20被設計成用於特別飛行條件一典型地以大約0.8馬赫和大約35，000英尺巡航。0.8馬赫和35，000英尺的飛行條件，其中發動機處於其最佳燃料消耗處一也被稱為「穩定巡航推力燃料消耗率(bucket cruise Thrust Specific Fuel Consumption, 『TSFC』)」一是正在燃燒的燃料磅質量(Ibm)除以發動機在該最低點處產生的磅推力(Ibf)的工業標準參數。「低風扇壓力比」是在不具有風扇出口導葉(「FEGV」)系統36時單獨越過風扇葉片的壓力比。如根據一個非限制實施方式在本文所公開的，低風扇壓力比小於大約1.45。「低校正風扇葉尖速度」是以英尺/秒計的實際風扇葉尖速度除以[(Tiw deg R) / 518.7) Λ0.5]的工業標準溫度校正。如根據一個非限制實施方式在本文所公開的，「低校正風扇葉尖速度」小於大約1150英尺/秒。
[0026]由於風扇部段20之內的風扇葉片被高效地設計成處於用於高效巡航條件的特別的固定前伸角(stagger angle)處，VAFN42被操作以有效地改變風扇噴嘴出口面積44，以便調節風扇旁通空氣流，使得風扇葉片上的迎角或入射角被保持成接近於用於其他飛行條件(例如降落和起飛)下的高效發動機操作的設計入射角，以便由此關於性能和其他操作參數(例如噪聲水平)提供在飛行條件範圍上的經優化的發動機操作。
[0027]VAFN42被分離為限定在吊架P和下B1-Fi分流器L之間的至少兩個扇區42A-42B(圖1B)，該下B1-Fi分流器L典型地使較大直徑的風扇導管逆向整流罩和較小直徑的核心整流罩互相連接(圖1C和1D)。所述至少兩個扇區42A-42B的每一個可獨立地調節以非對稱地改變風扇噴嘴出口面積44，以便生成矢量推力。應當理解，儘管示出了兩個節段，但是可以替代地或附加地提供任何數量的節段。
[0028]在操作中，VAFN42與控制器C或類似物通信，以便以對稱和非對稱方式調節風扇噴嘴出口面積44。包括發動機控制器或航空器飛行控制系統的其他控制系統也可以與本發明一起使用。通過對稱地調節VAFN42的整個周界，其中，所有扇區均勻地移動，推力效率和燃料經濟性在每個飛行條件期間被最大化。通過單獨地調節VAFN42的圓周扇區42A-42B以提供非對稱的風扇噴嘴出口面積44，發動機旁通流被選擇性地矢量化，以便例如僅僅提供配平平衡或推力受控的操縱增強地面操作或短場性能。
[0029]VAFN42通常包括輔助埠組件50，其具有第一風扇機艙部段52和相對於第一風扇機艙部段52可移動地安裝的第二風扇機艙部段54。第二風扇機艙部段54沿著發動機軸線A相對於固定的第一風扇機艙部段52軸向地滑動，以便改變風扇噴嘴出口面積44的有效面積。第二風扇機艙部段54響應於致動器58 (示意性地示出)在軌道整流片罩56A、56B(在圖1C和ID中示意性地示出)上向尾部滑動。軌道整流片罩56A、56B鄰近於相應的吊架P和下B1-Fi分流器L從第一風扇機艙部段52延伸(圖1D)。
[0030]VAFN42在特別飛行條件期間改變旁通流路徑40的物理面積和幾何結構。通過使第二風扇機艙部段54相對於第一風扇機艙部段52在閉合位置(圖2A)和打開位置(圖2B)之間滑動，旁通流B被有效地改變。通過將第二風扇機艙部段54定位為與第一風扇機艙部段52成一直線以將風扇噴嘴出口面積44限定為出口面積H)，輔助埠組件50被閉合(圖2A)。
[0031]通過使第二風扇機艙部段54沿著軌道整流片罩56A、56B遠離第一風扇機艙部段52向尾部移動以打開輔助埠 60，VAFN42被打開，輔助埠 60在打開的第二風扇機艙部段54相對於第一風扇機艙部段52之間延伸以基本上提供增大的風扇噴嘴出口面積44的出口面積Fl。也就是說，利用埠 60的出口面積Fl大於出口面積H)(圖2B)。
[0032]在一個公開的實施方式中，輔助埠 60被結合到高旁通比商業渦輪風扇發動機的排氣系統內，在風扇出口導葉(FEGV)尾部的旁通導管之內(圖2A、2B)。輔助埠 60位於旁通導管外壁的尾部部段中。
[0033]參照圖3，旁通導管面積分布、有效面積增加對平移(圖4)、面積分布(圖5)以及輔助埠 60的位置(圖6A)和壁曲率(圖6B-6C)被調整以提供適當流場，其允許輔助埠 60獲得所需要的額外有效出口面積。由於平移，輔助埠 60將會基本上使有效面積增益加倍。輔助埠 60提供相對低重量的方法，該方法提供增大的出口面積以控制風扇操作線而不引起高的系統損耗或不可接受的航空器安裝問題。通過調整旁通導管面積分布和外壁曲率，在輔助埠 60的衝程達到其有效面積增加極限之前實現了所期望的最大有效面積增加。
[0034]輔助埠出口平面44B (被定義為靜止部段的後緣和移動部段的前緣之間的平面)最初具有開口，其中，出口平面法線矢量是幾乎軸向的，但是當衝程增加時，法線矢量變得更加傾斜並且接近幾乎徑向的矢量。出口平面法線一經變成幾乎徑向，則已經達到了最大輔助埠有效性。一旦達到了該點，則有效面積與平移的比率從「良好設計的埠 」的陡坡變成「僅僅主噴嘴」的平緩比率，因為將會由於核心機艙12的向內斜坡而通過主噴嘴44A提供額外面積。良好設計的輔助埠噴嘴將會在達到埠有效性極限之前實現大約+25%的有效面積。也就是說，存在衝程的有限範圍，其中，輔助埠使額外有效性的比率加倍。在該範圍之外，額外有效性的比率可相當於不具有輔助埠的平移噴嘴。或者換句話說，輔助埠縮短了對於純平移噴嘴實現期望有效面積所必須的衝程。
[0035]參照圖5,輔助埠 60處的橫截面面積大於VAFN42的最大需要有效面積,並且旁通導管面積分布被調整以確保輔助埠 60前方的導管橫截面面積大於埠開口橫截面面積。這避免了上遊內部橫截面變成控制流面積(即，小於出口面積)的情況，該情況能夠導致操作極限和結構問題。
[0036]參照圖6A，在所公開實施方式中的輔助埠 60定位為不比0.1 DEL_X/L_DUCT更向前，0.1 DEL_X/L_DUCT從第二風扇機艙部段54限定的環形風扇旁通流路徑40的最大半徑Rmax處的點D限定。Rmax被限定為通過點D並且垂直於發動機軸線A。當第二風扇機艙部段54處於閉合位置時，所公開的非限制實施方式中的點D位於第二風扇機艙部段54的內壁表面541上。DEL_X是從Rmax到輔助埠 60的最前點的軸向距離。L_DUCT是環形風扇旁通流路徑40的總軸向長度。平均埠線和風扇導管外壁之間的角度是相對低的，以提供運轉良好的低損耗出口流。在所公開的實施方式中，相對於風扇旁通導管OD的壁的輔助埠 60的進入角(Thetajn)小於20度(圖6B)，而外VAFN表面具有R_ARC/CH0RD>0.7，其中，R_ARC是從發動機軸線A到第二風扇機艙部段54的徑向外壁表面540的徑向距離，並且CHORD是第二風扇機艙部段54的弦長。(圖6C)。輔助埠 60附近的外壁表面540的曲率促使流穿過輔助埠 60。在一個公開的實施方式中，對於獲得額外20%有效出口面積而言必要的第二風扇機艙部段54的衝程是大約8.4英寸。
[0037]在操作中，VAFN42與控制器C通信以相對於輔助埠組件50的第一風扇機艙部段52移動第二風扇機艙部段54，以便有效地改變由風扇噴嘴出口面積44限定的面積。包括發動機控制器或航空器飛行控制系統的各種控制系統也可以與本發明一起使用。通過調節第二風扇機艙部段54的整個周界的軸向位置，其中，所有扇區同時移動，通過改變風扇噴嘴出口面積，發動機推力和燃料經濟性在每個飛行狀態期間被最大化。通過單獨地調節第二風扇機艙部段54的扇區以提供非對稱的風扇噴嘴出口面積44，發動機旁通流被選擇性地矢量化，以便例如僅僅提供配平平衡、推力受控的操縱、增強的地面操作和短場性能。
[0038]前面的描述是示例性的而非由其內的限制因素所限定。考慮到上面的教導，本發明的許多修改和變型是可能的。本發明的優選實施方式已經被公開，然而，本領域普通技術人員將會意識到，某些修改將會落在本發明的範圍之內。因此，應當理解的是，在所附權利要求的範圍之內，本發明可以以與所特別描述的不同的方式實踐。出於該原因，所附權利要求應當被研究以確定本發明的真實範圍和內容。
【權利要求】
1.一種用於高旁通燃氣渦輪發動機的機艙組件，包括: 核心機艙，所述核心機艙圍繞發動機中心線軸線被限定； 風扇機艙，所述風扇機艙至少部分地圍繞所述核心機艙被安裝，以限定用於風扇旁通空氣流的風扇旁通流路徑；以及 風扇可變面積噴嘴，所述風扇可變面積噴嘴能夠相對於所述風扇機艙移動，以在發動機操作期間改變風扇噴嘴出口面積並且調節所述風扇旁通空氣流的風扇壓力比，所述風扇壓力比小於大約1.45。
2.根據權利要求1所述的組件，進一步包括控制器，所述控制器能操作以控制所述風扇可變面積噴嘴，以便改變所述風扇噴嘴出口面積並且調節所述風扇壓力比。
3.根據權利要求2所述的組件，其中，所述控制器能夠操作以在巡航飛行條件下減小所述風扇噴嘴出口面積。
4.根據權利要求2所述的組件，其中，所述控制器能夠操作以控制所述風扇噴嘴出口面積，以便降低風扇不穩定性。
5.根據權利要求1所述的組件，其中，所述風扇可變面積噴嘴限定了所述風扇機艙的後緣。
6.根據權利要求1所述的組件，進一步包括控制器，所述控制器能夠操作以軸向地移動所述風扇可變面積噴嘴，以便響應於飛行條件改變所述風扇噴嘴出口面積。
7.根據權利要求1所述的組件，進一步包括齒輪系統，所述齒輪系統由所述核心機艙之內的核心發動機驅動，以便驅動所述風扇機艙之內的風扇。
8.根據權利要求7所述的組件，其中，所述風扇將校正風扇葉尖速度限定為小於大約1150英尺/秒。
9.根據權利要求7所述的組件，其中，所述核心發動機包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大於大約五(5)的低壓渦輪機壓力比。
10.根據權利要求7所述的組件，其中，所述核心發動機包括低壓渦輪機，所述低壓渦輪機限定了大於五(5)的低壓渦輪機壓力比。
11.根據權利要求1所述的組件，進一步包括齒輪系統，所述齒輪系統由所述核心機艙之內的核心發動機驅動，以便驅動所述風扇機艙之內的風扇，所述齒輪系統限定了大於或等於大約2.3的齒輪減速比。
12.根據權利要求1所述的組件，進一步包括齒輪系統，所述齒輪系統由所述核心機艙之內的核心發動機驅動，以便驅動所述風扇機艙之內的風扇，所述齒輪系統限定了大於或等於大約2.5的齒輪減速比。
13.根據權利要求1所述的組件，其中，所述風扇旁通空氣流將旁通比限定為大於大約六(6)。
14.根據權利要求1所述的組件，其中，所述風扇旁通空氣流將旁通比限定為大於大約十(10)。
15.根據權利要求1所述的組件，其中，所述風扇旁通空氣流將旁通比限定為大於十(10)。
【文檔編號】F02K1/06GK104011359SQ201280065385
【公開日】2014年8月27日 申請日期:2012年12月28日 優先權日:2011年12月30日
【發明者】G.A.科倫伯格, S.P.扎莫拉, F.M.施瓦斯 申請人:聯合工藝公司