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CN104011358A - 具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机 - Google Patents

具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机 Download PDF

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CN104011358A
CN104011358A CN201280065386.3A CN201280065386A CN104011358A CN 104011358 A CN104011358 A CN 104011358A CN 201280065386 A CN201280065386 A CN 201280065386A CN 104011358 A CN104011358 A CN 104011358A
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F.M.施瓦斯
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Abstract

一种涡扇发动机，包括：风扇可变面积喷嘴，其相对于风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比。

Description

具有低风扇压力比的燃气涡轮发动机
相关申请的交叉引用
本申请要求2011年12月30日提交美国申请No. 13/340,761的优先权，其是2007年7月27日提交的美国申请No. 11/829213的部分继续申请。
背景技术
本发明涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及涡扇发动机，其具有可变几何结构风扇出口导向叶片(FEGV)系统，用以改变其风扇涵道流动路径面积。
常规燃气涡轮发动机一般包括风扇部段和核心部段，其中风扇部段具有比核心部段的直径大的直径。风扇部段和核心部段设置成围绕纵向轴线，并且被封闭在发动机机舱组件内。燃烧气体被释放从核心部段穿过核心排气喷嘴，而环形风扇涵道流，其设置在主核心排气路径的径向外侧，沿着风扇涵道流动路径被释放并穿过环形风扇排气喷嘴。绝大部分推力由涵道流产生，而其余部分由燃烧气体提供。
风扇涵道流动路径是适于起飞和着陆条件以及巡航条件的折衷。沿着风扇涵道流动路径的最小面积确定空气的最大质量流量。在发动机熄火条件期间，沿着涵道流动路径的不充分流动面积可能导致显著的流动溢出和相关联的阻力。风扇机舱直径通常定尺寸为使这些发动机熄火条件期间的阻力最小化，其导致风扇机舱直径大于正常巡航条件时所需的，且在部分航空器任务期间具有小于最佳的阻力。
发明内容
根据本公开一示例性方面的燃气涡轮发动机包括：核心机舱，其被限定成围绕发动机中心线轴线；风扇机舱，其安装成至少部分地围绕所述核心机舱，以限定出风扇涵道空气流路径，来用于风扇涵道空气流；和风扇可变面积喷嘴，其相对于所述风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比，风扇压力比小于大约1.45，所述风扇涵道空气流限定出大于大约六(6)的涵道比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片围绕旋转轴线是可旋转的，以改变所述风扇涵道流动路径。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述多个风扇出口导向叶片可以是同时可旋转的。附加地或替代地，所述多个风扇出口导向叶片可以安装在中间发动机机匣结构内。附加地或替代地，所述多个风扇出口导向叶片中的每个可以包括可枢转部，其相对于固定部围绕所述旋转轴线是可旋转的。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述可枢转部可以包括前边缘活叶。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：控制器，其是可操作的，以控制风扇可变面积喷嘴，来改变风扇喷嘴出口面积并调节所述风扇涵道空气流的压力比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述控制器可以是可操作的，以在巡航飞行条件时降低所述风扇喷嘴出口面积。附加地或替代地，所述控制器可以是可操作的，以控制所述风扇喷嘴出口面积，来降低风扇不稳定性。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述风扇限定出小于大约1150英尺/秒的校正风扇叶尖速度。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于大约2.3的齿轮减速比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：齿轮系统，其由所述核心发动机驱动以驱动所述风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于2.5的齿轮减速比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述核心发动机可以包括低压涡轮，其限定出大于大约五(5)的低压涡轮压力比。附加地或替代地，所述核心发动机可以包括低压涡轮，其限定出大于五(5)的低压涡轮压力比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述风扇涵道空气流可以限定出小于大约1.45的风扇压力比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机涵道流可以限定出大于大约十(10)的涵道比。附加地或替代地，所述涵道流可以限定出大于十(10)的涵道比。
在任一前述燃气涡轮发动机实施例的再一非限制性实施例中，所述发动机可以进一步包括：与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片围绕旋转轴线是可旋转的，以改变所述风扇涵道流动路径。
附图说明
从当前优选实施例的以下详细描述中，本发明的各个特征和优点对本领域的技术人员将变得显而易见。伴随详细描述的附图可被简要地描述如下：
图1A是用于本发明的一示例性燃气涡轮发动机实施例的一般示意性部分局部视图；
图1B是提供风扇可变面积喷嘴的FEGV系统的透视侧方部分局部视图；
图2A是单个FEGV翼的剖视图；
图2B是示出为处于第一位置的图2A中示出的FEGV的剖视图；
图2C是示出为处于旋转位置的图2A中示出的FEGV的剖视图；
图3A是单个FEGV翼的另一实施例的剖视图；
图3B是示出为处于第一位置的图3A中示出的FEGV的剖视图；
图3C是示出为处于旋转位置的图3A中示出的FEGV的剖视图；
图4A是具有有条翼的单个FEGV的另一实施例的剖视图；
图4B是示出为处于第一位置的图4A中示出的FEGV的剖视图；并且
图4C是示出为处于旋转位置的图4A中示出的FEGV的剖视图。
具体实施方式
图1示出了悬挂于发动机机舱组件N内的发动机挂架P上的气体涡扇发动机10的总括性部分局部示意图，如设计成用于次音速操作的航空器特有的。
涡扇发动机10包括处于核心机舱12内的核心部段，其容纳低压转轴14和高压转轴24。低压转轴14包括低压压缩器16和低压涡轮18。低压转轴14直接地或通过齿轮系22驱动风扇部段20。高压转轴24包括高压压缩器26和高压涡轮28。燃烧器30配置在高压压缩器26与高压涡轮28之间。低压和高压转轴14、24围绕发动机旋转轴线A旋转。
发动机10是高涵道比结构航空器发动机。在一个所公开的非限制性实施例中，发动机10的涵道比大于大约六(6)，且一示例性实施例为大于大约十(10)，齿轮系22是周转圆(epicyclic)齿轮系，比如行星齿轮系统或其它齿轮系统，其齿轮减速比大于大约2.3，并且低压涡轮18具有大于大约五(5)的压力比。所公开实施例中的发动机10是高涵道比齿轮传动涡扇航空器发动机，其中发动机10的涵道比大于十(10)，涡扇直径显著地大于低压压缩器16的直径，并且低压涡轮18具有大于五(5)的压力比。低压涡轮18的压力比是如相对于排气喷嘴之前的低压涡轮18的出口处的压力在低压涡轮18的入口之前测得的压力。齿轮系22可以是周转圆齿轮系，比如行星齿轮系统或其它齿轮系统，其齿轮减速比大于大约2.5。然而，应该理解的是：以上参数只是一个齿轮传动涡扇发动机的示例，并且本发明同样适用于包括直接驱动涡扇的其它燃气涡轮发动机。
空气流进入风扇机舱34，其可以至少部分地环绕核心机舱12。风扇部段20将空气流传入核心机舱12中，用于被低压压缩器16和高压压缩器26压缩。被低压压缩器16和高压压缩器26压缩的核心空气流在燃烧器30中与燃料混合，然后膨胀通过高压涡轮28和低压涡轮18。涡轮28、18被联接成随相应转轴24、14一起旋转，以旋转地驱动压缩器26、16，并通过齿轮系22，响应于膨胀驱动风扇部段20。核心发动机排气E通过核心喷嘴43离开核心机舱12，所述核心喷嘴43被限定在核心机舱12与尾部锥体32之间。
涵道流动路径40被限定在核心机舱12与风扇机舱34之间。发动机10生成高涵道流配置，其具有这样的涵道比，其中进入风扇机舱34的空气流的大约80%变成涵道流B。涵道流B流通穿过大体环形的涵道流动路径40，并且可以从发动机10穿过风扇可变面积喷嘴(FVAN)42得到释放，所述风扇可变面积喷嘴(FVAN)42在风扇部段20下游的风扇机舱34的后段34S在风扇机舱34与核心机舱12之间限定出可变风扇喷嘴离开区域44。
参考图1B，核心机舱12大体被支承在核心发动机机匣结构46上。风扇机匣结构48被限定成围绕核心发动机机匣结构46，以支承风扇机舱34。核心发动机机匣结构46通过多个沿周向间隔开且沿径向延伸的风扇出口导向叶片(FEGV)50固定至风扇机匣48。风扇机匣结构48、核心发动机机匣结构46和在其间延伸的多个沿周向间隔开且沿径向延伸的风扇出口导向叶片50通常是完整的单元，其常常被称为中间机匣。应该明白的是：风扇出口导向叶片50可以为各种形式。所公开实施例中的中间机匣结构包括可变几何结构风扇出口导向叶片(FEGV)系统36。
推力是密度、速度和面积的函数。这些参数中的一个或多个可被操控，以改变由涵道流B提供的推力的方向和量。由于高涵道比而由涵道流B提供显著量的推力。发动机10的风扇部段20名义上被设计为用于特定飞行条件--通常巡航在大约0.8马赫和大约35,000英尺。发动机处于其最佳燃料消耗的、0.8马赫和35,000英尺的飞行条件--也称为“急速巡航单位推力燃料消耗量(‘TSFC’)”--是被燃烧的燃料的lbm除以发动机在该最小点处产生的推力的lbf的工业标准参数。“低风扇压力比”是没有风扇出口导向叶片(FEGV)系统36的情况下仅越过风扇叶片的压力比。如本文中根据一个非限制性实施例所公开的低风扇压力比小于大约1.45。“低校正风扇叶尖速度”是实际风扇叶尖速度(单位为英尺/秒)除以工业标准温度校正[(Tambient度R)/518.7)^0.5]。如本文中根据一个非限制性实施例所公开的“低校正风扇叶尖速度”小于大约1150英尺/秒。
由于风扇部段20被有效地设计为特定的固定交错角度来用于有效的巡航条件，FEGV系统36和/或FVAN 42被操作以调节风扇涵道空气流量，使得风扇叶片的迎角或冲角被维持成接近设计冲角，以用于在其它飞行条件比如着陆和起飞时的有效发动机操作。FEGV系统36和/或FVAN 42可以被调节以响应于控制器C选择性地调节涵道流B的压力比。例如，在风车起动(windmill)或发动机熄火期间增大质量流量，在着陆时消减推力。此外，FEGV系统36将促进并在一些情况下替换FVAN 42，比如可变流量区域被利用来管理和最优化风扇操作线，其提供可操作性裕度并允许风扇在峰值效率附近被操作，其能实现低风扇压力比和低风扇叶尖速度设计；并且可变面积通过借助于改变叶片冲角来改善风扇叶片空气动力学从而降低噪声。FEGV系统36由此相对于性能和其它操作参数比如噪声水平在一系列飞行条件内提供最佳化的发动机操作。
参考图2A，每个风扇出口导向叶片50包括相应的翼部52，其由前边缘56与后边缘58之间的外翼壁表面54限定出。外翼壁54通常具有形成压力侧的大体凹状的部分和形成吸入侧的大体凸状的部分。应该明白的是：由外翼壁表面54限定出的相应翼部52可以是大体等同的或者被分别定制以使流动特性最优化。
每个风扇出口导向叶片50安装成围绕叶片纵向旋转轴线60。叶片旋转轴线60通常横切于发动机轴线A，或与发动机轴线A成角度。应该明白的是：多个支承撑杆61或其它这类构件可以定位成穿过翼部52，以在核心发动机机匣结构46与风扇机匣结构48之间提供固定的支承结构。旋转轴线60可以定位在翼截面的几何重心(CG)周围。致动器系统62(示意性地示出；图1A)，仅用于示例，同步环进行操作以旋转每个风扇出口导向叶片50，来选择性地改变风扇喷嘴喉部面积(图2B)。同步环可以定位在例如中间机匣结构中，比如在核心发动机机匣结构46或风扇机匣48(图1A)中的任一者或两者内。
操作中，FEGV系统36与控制器C通信，以旋转风扇出口导向叶片50，并有效地改变风扇喷嘴出口面积44。包括发动机控制器或航空器飞行控制系统的其它控制系统也可以是可用于本发明的。风扇出口导向叶片50在标称位置与旋转位置之间的旋转选择性地改变风扇涵道流动路径40。也就是说，通过调节风扇出口导向叶片50，改变了喉部面积(图2B)和突出面积(图2C)。通过调节风扇出口导向叶片50(图2C)，涵道流B得到增大，以用于特定飞行条件，比如在发动机熄火条件期间。由于更少的涵道流将围绕风扇机舱34的外部溢出，所以用以避免流动分离所需的风扇机舱的最大直径可以得到减小。这将从而在正常巡航条件期间减小风扇机舱阻力，并降低机舱组件的重量。相反地，通过闭合FEGV系统36以相对于给定涵道流减小流动面积，发动机推力被显著地消减，从而最小化或消除推力反向器要求，并进一步减小重量和封装要求。应该明白的是：其它配置以及本质上无穷的中间位置同样可用于本发明。
通过调节FEGV系统36，其中所有风扇出口导向叶片50同时移动，发动机推力和燃料经济性在每个飞行阶段内得到最大化。通过分离地只调节特定的风扇出口导向叶片50以提供不对称的风扇涵道流动路径40，发动机涵道流可以被选择性地导引成提供(仅用于示例)配平平衡、推力受控操作、增强的地面操作和短跑道性能。
参考图3A，另一实施例的FEGV系统36'包括多个风扇出口导向叶片50'，其各自包括固定翼部66F和相对于固定翼部66F枢转的枢转翼部66P。枢转翼部66P可以包括前边缘活叶，其通过如以上所描述的致动器系统62'是可致动的，以改变喉部面积(图3B)和突出面积(图3C)。
参考图4A，另一实施例的FEGV系统36''包括多个有缝风扇出口导向叶片50''，其各自包括固定翼部68F以及枢转和滑动翼部68P，其相对于固定翼部68F枢转和滑动，以形成槽缝70，改变喉部面积(图4B)和突出面积(图4C)，大体如以上描述的。该有条叶片方法不仅增大流动面积而且还提供附加的益处，其在风扇出口导向叶片50''上存在负冲角时，允许空气流从风扇出口导向叶片50''的高压凸状侧去往风扇出口导向叶片50''的较低压力凹状侧，这延迟流动分离。
前面的描述是示例性的，而不是通过其中的限制来进行限定。鉴于以上教导，本发明的许多修改和变型是可能的。本发明的优选实施例已经被公开，然而，本领域的技术人员将意识到的是：某些修改将进入本发明的范围内。因此，应明白的是：在所附权利要求书的范围内，可以通过与具体描述所不同的其它方式来实施本发明。因此，应该研究后附权利要求书来确定本发明的真实范围和内容。

Claims (18)

1. 一种燃气涡轮发动机，包括：
核心机舱，其被限定成围绕发动机中心线轴线；
风扇机舱，其安装成至少部分地围绕所述核心机舱，以限定出风扇涵道空气流路径，来用于具有大于大约六(6)的涵道比的风扇涵道空气流；和
风扇可变面积喷嘴，其相对于所述风扇机舱沿轴向可移动，以在发动机操作期间改变风扇喷嘴出口面积并调节风扇涵道空气流的压力比，风扇压力比小于大约1.45。
2. 如权利要求1所述的发动机，进一步包括：与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片围绕旋转轴线是可旋转的。
3. 如权利要求2所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导向叶片是同时可旋转的。
4. 如权利要求2所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导向叶片被安装在中间发动机机匣结构内。
5. 如权利要求2所述的发动机，其中，所述多个风扇出口导向叶片中的每个包括可枢转部，其相对于固定部围绕所述旋转轴线是可旋转的。
6. 如权利要求5所述的发动机，其中，所述可枢转部包括前边缘活叶。
7. 如权利要求1所述的发动机，进一步包括：控制器，其是可操作的，以控制风扇可变面积喷嘴，来改变风扇喷嘴出口面积并调节所述风扇涵道空气流的压力比。
8. 如权利要求7所述的发动机，其中，所述控制器是可操作的，以在巡航飞行条件时降低所述风扇喷嘴出口面积。
9. 如权利要求7所述的发动机，其中，所述控制器是可操作的，以控制所述风扇喷嘴出口面积，来降低风扇不稳定性。
10. 如权利要求1所述的组件，进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述风扇限定出小于大约1150英尺/秒的校正风扇叶尖速度。
11. 如权利要求1所述的发动机，进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于大约2.3的齿轮减速比。
12. 如权利要求1所述的发动机，进一步包括：齿轮系统，其由所述核心机舱内的核心发动机驱动，以驱动所述风扇机舱内的风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
13. 如权利要求1所述的发动机，进一步包括：齿轮系统，其由所述核心发动机驱动以驱动所述风扇，所述齿轮系统限定出大于或等于2.5的齿轮减速比。
14. 如权利要求1所述的发动机，其中，所述核心发动机包括低压涡轮，其限定出大于大约五(5)的低压涡轮压力比。
15. 如权利要求1所述的发动机，其中，所述核心发动机包括低压涡轮，其限定出大于五(5)的低压涡轮压力比。
16. 如权利要求1所述的发动机，其中，所述风扇涵道空气流限定出大于大约十(10)的涵道比。
17. 如权利要求1所述的发动机，其中，所述风扇涵道空气流限定出大于十(10)的涵道比。
18. 如权利要求17所述的发动机，进一步包括：与所述风扇涵道流动路径连通的多个风扇出口导向叶片，所述多个风扇出口导向叶片围绕旋转轴线是可旋转的。
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