转子叶片与定子导叶之间的浸入芯部流入口的制作方法

文档序号:11816682阅读:254来源:国知局
转子叶片与定子导叶之间的浸入芯部流入口的制作方法与工艺

本文中所述的技术涉及无涵道推力产生系统,特别是用于此类系统的架构。该技术在应用于"开放转子"燃气涡轮发动机时具有特别的益处。



背景技术:

使用开放转子设计架构的燃气涡轮发动机是已知的。涡扇发动机以中心燃气涡轮芯部驱动旁通风扇的原理操作,风扇位于发动机的机舱与发动机芯部之间的径向位置处。开放转子发动机改为以具有位于发动机机舱外的旁通风扇的原理操作。这容许了使用较大的风扇叶片,其能够比涡扇发动机作用于更大体积的空气上,并且由此改进关于常规发动机设计的推进效率。

关于具有由两个相反旋转的转子组件提供的风扇的开放转子设计,发现了最佳性能,各个转子组件承载位于发动机机舱外的翼型件叶片阵列。如本文中使用的,"相反旋转关系"意思是第一转子组件和第二转子组件的叶片布置成沿彼此相反的方向旋转。典型地,第一转子组件和第二转子组件的叶片布置成围绕公共轴线沿相反方向旋转,并且沿该轴线轴向地间隔开。例如,第一转子组件和第二转子组件的相应叶片可同轴地安装并且间隔开,其中第一转子组件的叶片构造成围绕轴线顺时针旋转,并且第二转子组件的叶片构造成围绕轴线逆时针旋转(或反之亦然)。在外形上,开放转子发动机的风扇叶片可略微类似于常规涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨叶片。

相反旋转的转子组件的使用提供了将动力从动力涡轮传送来沿相反方向驱动相应两个转子组件的叶片时的技术挑战。

将合乎需要的是,提供使用类似于传统旁通风扇的单旋转螺旋桨组件的开放转子推进系统,其减小设计的复杂性,但产生与具有显著重量和长度减小的相反旋转的推进设计相当的推进效率水平。



技术实现要素:

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述,或者可从描述中为明显的,或者可通过实践本发明而学习。

大体上提供了一种无涵道推力产生系统。在一个实施例中,无涵道推力产生系统包括旋转元件,其具有关于中心纵轴线的旋转轴线,并且包括附接于自旋物的多个叶片;定位在旋转元件后方的静止元件;以及入口,其定位在旋转元件与静止元件之间使得入口在静止元件径向内侧经过。旋转元件限定定位在第一环形冠部与第二环形冠部之间的环形谷部,并且入口限定定位在第二环形冠部后方的开放区域。

在一个特定实施例中,无涵道推力产生系统包括具有关于中心纵轴线的旋转轴线并且包括附接于自旋物的多个叶片的旋转元件。旋转元件限定定位在第一环形冠部与第二环形冠部之间的环形谷部,其中第一环形冠部具有至中心纵轴线测得的第一半径(R1)。无涵道推力产生系统还包括定位在旋转元件后方的静止元件。静止元件包括壳体,其限定入口唇部,使得入口定位在旋转元件与静止元件之间以在静止元件径向内侧经过,其中入口唇部限定前末端,具有从前末端至中心纵轴线测得的唇部半径(RL)。在大多数实施例中,入口唇部具有相对于第一自旋物冠部的第一半径的大约50%到125%的浸入程度,其中浸入程度根据以下公式计算:浸入程度=(R1)2/(RL)2x100。

技术方案1. 一种无涵道推力产生系统,包括:

旋转元件,其具有关于中心纵轴线的旋转轴线,并且包括附接于自旋物的多个叶片,其中所述旋转元件限定定位在第一环形冠部与第二环形冠部之间的环形谷部;

定位在所述旋转元件后方的静止元件;以及

入口,其定位在所述旋转元件与所述静止元件之间,使得所述入口在所述静止元件径向内侧经过,其中所述入口限定定位在所述第二环形冠部后方的开放区域。

技术方案2. 根据技术方案1所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述多个叶片在所述环形谷部处附接于所述自旋物。

技术方案3. 根据技术方案1所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述静止元件包括限定入口唇部的壳体。

技术方案4. 根据技术方案3所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述第一环形冠部具有至所述中心纵轴线测得的第一半径(R1),并且其中所述入口唇部限定前末端,具有从所述前末端至所述中心纵轴线测得的唇部半径(RL);

其中所述入口唇部具有大约50%到125%的浸入程度,其中所述浸入程度根据以下公式计算:

浸入程度=(R1)2/(RL)2x100。

技术方案5. 根据技术方案4所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述入口唇部具有大约70%到大约100%的浸入程度。

技术方案6. 根据技术方案4所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述入口唇部具有大约75%到大约90%的浸入程度。

技术方案7. 根据技术方案4所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述入口唇部具有大约100%的浸入程度,使得所述第一半径大致等于所述唇部半径。

技术方案8. 根据技术方案3所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述入口限定在所述壳体的所述入口唇部与相对的内表面之间。

技术方案9. 根据技术方案8所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述无涵道推力产生系统还包括:所述入口内的多个入口去涡流导叶。

技术方案10. 根据技术方案8所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述无涵道推力产生系统还包括:所述入口内的多个入口支柱。

技术方案11. 根据技术方案8所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述壳体限定所述入口唇部后方的外表面,并且其中所述壳体的所述外表面从所述入口唇部相继限定壳体冠部和壳体谷部。

技术方案12. 根据技术方案11所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,至少一个导叶在所述壳体谷部处附接于所述壳体。

技术方案13. 根据技术方案11所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述无涵道推力产生系统还包括:

所述壳体内的燃气涡轮发动机,其中穿过所述入口的空气流引导到所述燃气涡轮发动机。

技术方案14. 根据技术方案11所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述无涵道推力产生系统还包括:

所述壳体内的气体发生器;以及

低压涡轮,其中穿过所述入口的空气流引导至所述气体发生器。

技术方案15. 根据技术方案1所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述第一环形冠部具有至所述中心纵轴线测得的第一半径,并且其中所述第二环形冠部具有至所述中心纵轴线测得的第二半径;并且进一步其中所述第一半径大于所述第二半径。

技术方案16. 根据技术方案1所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述静止元件包括多个导叶。

技术方案17. 一种无涵道推力产生系统,包括:

旋转元件,其具有关于中心纵轴线的旋转轴线,并且包括附接于自旋物的多个叶片,其中所述旋转元件限定定位在第一环形冠部与第二环形冠部之间的环形谷部,所述第一环形冠部具有至所述中心纵轴线测得的第一半径(R1);

定位在所述旋转元件后方的静止元件,其中所述静止元件包括壳体,其限定入口唇部,使得入口定位在所述旋转元件与所述静止元件之间以在所述静止元件径向内侧经过,其中所述入口唇部限定前末端,具有从所述前末端至所述中心纵轴线测得的唇部半径(RL);

其中所述入口唇部具有相对于所述第一自旋物冠部的所述第一半径的大约50%到125%的浸入程度,其中所述浸入程度根据以下公式计算:

浸入程度=(R1)2/(RL)2x100。

技术方案18. 根据技术方案17所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述入口唇部具有大约70%到大约100%的浸入程度。

技术方案19. 根据技术方案17所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述入口唇部具有大约75%到大约90%的浸入程度。

技术方案20. 根据技术方案17所述的无涵道推力产生系统,其特征在于,所述多个叶片在所述环形谷部处附接于所述自旋物。

本发明的这些及其它的特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入在本说明书的一部分中并且构成其的附图示出了本发明的实施例,并且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照附图的说明书中阐述,在该附图中:

图1示出了无涵道推力产生系统的示例性实施例的示意性截面图;

图2示出了用于无涵道推力产生系统的示例性导叶组件的备选实施例的图示;以及

图3示出了如图1中所示的无涵道推力产生系统的示例性实施例的局部截面示意图。

本说明书和附图中的附图标记的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例,其一个或更多个实例在附图中示出。各个实例经由阐释本发明提供,而不限制本发明。实际上,对本领域技术人员而言将显而易见的是,可在本发明中作出各种改型和变型,而不脱离本发明的范围或精神。例如,示为或描述为一个实施例的部分的特征可与另一个实施例一起使用以产生又一个实施例。因此,意图是本发明覆盖落入所附权利要求及它们的等同物的范围内的此类改型和变型。

如本文中使用的,用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用,以将一个构件与另一个区分开,并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如,"上游"是指流体流自的方向,并且"下游"是指流体流至的方向。

入口构思大体上提供用于单旋转开放转子燃气涡轮发动机的芯部空气流。入口沿纵向位于转子叶片与定子导叶之间,同时具有相对于其径向位置的空气动力形状,使得入口从邻近转子叶片的流动路径冠部(即,下文参照图1所述的第一环形冠部)至少部分地隐藏。此类浸入的入口提供了针对外来物体损坏("FOD")摄入的稳健性,因为FOD物体的动量将引起这些物体更可能越过并且围绕入口唇部,与进入入口相反。对于冰雹摄入,浸入入口的减小的捕获区域导致了较少冰雹摄入。因此,相比于更暴露于到来的流的入口,该特征增加了针对FOD和鸟击的保护,以及冰雹摄入阻力。

此外,径向位置方面的入口的空气动力形状(0到1之间的转子叶片半径比;叶片半径比为叶片末端半径与叶片毂半径之比)和入口唇部几何形状可从一个应用到另一个应用变化。

图1示出了无涵道推力产生系统10的示例性实施例的立面截面视图。如从图1看见的,无涵道推力产生系统10采取开放转子推进系统的形式,并且具有绘制为螺旋桨组件的旋转元件20,其包括围绕无涵道推力产生系统10的中心纵轴线11的翼型件叶片21的阵列。叶片21围绕中心纵轴线11以典型相等间隔关系布置,并且各个叶片21具有根部23和末端24,以及限定在其间的翼展。左侧或右侧发动机构造可通过使叶片21(和下文论述的导叶31)镜像来实现。作为备选,可选的相反变速箱(位于涡轮50中或后方或与动力变速箱60组合或相关联)容许公共气体发生器和低压涡轮用于使风扇叶片顺时针或逆时针旋转,即,按期望提供左侧构造或右侧构造,以便提供如可对于某些飞行器安装而言所期望的一对相反旋转的发动机组件。图1中所示的实施例中的无涵道推力产生系统10还包括一体式驱动件(动力变速箱)60,其可包括用于减小关于发动机50的螺旋桨组件的转速的齿轮组。

出于参照目的,图1还绘出了以箭头F表示的向前方向,这继而限定了系统的前部和后部。如图1中所示,以"拉动件"构造的旋转元件20位于壳体40的前方,而排气口80位于静止元件30的后方。壳体40大体上包括燃气涡轮发动机或其它发动机,其构造成提供足够的能量来使旋转元件20转动以产生推力。图1的实施例示出了燃气涡轮发动机50,其包括压缩机52、燃烧器54以及涡轮56,它们一起工作以使沿中心纵轴线11延伸的轴(未示出)转动。然而,在其它实施例中,低压涡轮56可与定位在壳体40内的任何气体发生器一起使用来使轴转动。

在示例性实施例中,无涵道推力产生系统10还包括非旋转静止元件30,其包括也围绕中心轴线11设置的导叶31阵列,并且各个叶片31具有根部33和末端34,以及限定在其间的翼展。这些导叶可布置成使得它们并未所有都与旋转组件等距,并且可以可选地包括轴线11远侧的环形护罩或导管100(如图2中所示),或者可无护罩。这些导叶安装于静止框架,并且并未关于中心轴线11旋转,而是可包括用于关于它们的轴线和/或关于叶片21调整它们的定向的机构。

除降噪益处之外,图2中所示的护罩或导管100通过将静止导叶31联接成组件来形成环形环或一个或更多个周向段来提供静止导叶31的振动响应和结构完整性的益处,即,节段形成联结两个或更多个导叶31(如成双形成的对)的环形环的部分。护罩或导管100可允许导叶的桨距按期望变化。

由公开的风扇构思生成的噪音的显著或许甚至是占优势的部分与尾迹与由上游叶片排和其加速和在下游叶片排表面上的冲击生成的湍流之间的相互作用相关联。通过引入在静止导叶之上用作护罩的局部导管,可屏蔽在导叶表面处生成的噪音,以有效地产生远场中的阴影区,由此减少总体烦扰。当导管轴向长度增大时,通过导管的声学辐射的效率由声学切断的现象进一步影响,其可用于(如对于常规飞行器发动机)限制辐射到远场中的声音。此外,护罩的引入允许了如对于常规飞行器发动机目前完成那样集成声学处理的机会,以在声音反射或以其它方式与衬里相互作用时使声音衰减。通过将声学处理的表面引入在护罩的内侧和静止导叶上游和下游的毂表面两者上,从静止导叶发出的声波的多次反射可大致衰减。

在操作中,旋转叶片21由低压涡轮经由变速箱60驱动,使得它们围绕轴线11旋转,并且生成推力来沿向前方向F推进无涵道推力产生系统10,以及因此与其相关联的飞行器。

可合乎需要的是,成组的叶片21和导叶31中的任一个或两者并入桨距改变机构,使得叶片可相对于桨距旋转轴线独立地或连同彼此旋转。此类桨距变化可用于在各种操作状态下改变推力和/或涡流效果,包括提供推力反向特征,其可在某些操作条件下,如,在使飞行器着陆时为有用的。

导叶31尺寸、形状和构造确定成将抵消涡流给予流体,以使沿两排叶片后方的下游方向,流体具有极大减小的涡流程度,这转变成提高水平的引发效率。导叶31可具有比叶片21更短的翼展,如图1中所示,例如,叶片21的翼展的50%,或者可按期望具有比叶片21更长的翼展或相同的翼展。导叶31可附接于与如图1中所示的推进系统相关联的飞行器结构,或另一飞行器结构,如,翼、塔架或机身。静止元件的导叶31可数量少于或多于,或数量相同于旋转元件的叶片21的数量,并且典型地数量大于两个或大于四个。

在图1中所示的实施例中,环形360度入口70位于风扇叶片组件20与固定或静止导叶组件30之间,并且提供用于进来的大气空气的路径来在静止元件30的径向内侧进入壳体40。此类位置可出于多种原因为有利的,包括结冰性能管理以及保护入口70免受如可在操作中遇到的各种物体和材料,这在下文更详细论述。

入口70大体上限定在壳体40上的入口唇部72与在第二环形冠部27后方的相对的内表面29之间。内表面29由壳体40前方的静止构件形成。入口唇部72限定壳体40和入口唇部72的最前方的点处的前末端73。如图3中所示,入口唇部72的前末端73具有唇部半径RL,其测量为从中心纵轴线11到前末端73的垂直于纵轴线11的侧向方向上的距离。

多个入口去涡流导叶46定位在入口70内,并且构造成按期望引导空气流穿过其。例如,入口去涡流导叶46可定形成抵消由流过旋转元件20引起的进入入口70的空气流内的任何旋转动量。入口支柱48也定位在入口70内,以允许空气流穿过入口70,同时向壳体40和/或旋转元件20提供机械结构。

参照图1和3,旋转元件20限定叶片21前方的第一环形冠部25。第一环形冠部25由点限定,在该点处,距离在叶片前方的旋转元件20至无涵道推力产生系统10的中心线中心纵轴线11之间最大。即,第一环形冠部25为叶片21前方的旋转元件20的最大直径的点,并且限定第一环形冠部25处的第一半径R1,如图3中所示。第一半径R1测量为从中心纵轴线11到第一环形冠部25的垂直于纵轴线11的侧向方向上的距离。

类似地,旋转元件20限定叶片21后方的第二环形冠部27。第二环形冠部27由点限定,在该点处,距离在叶片后方的自旋物22至无涵道推力产生系统10的中心线中心纵轴线11之间最大。即,第二环形冠部27为叶片21后方的旋转元件20的最大直径的点,并且限定第二环形冠部27处的第二半径R2。第二半径R2测量为从中心纵轴线11到第二环形冠部27的垂直于纵轴线11的侧向方向上的距离。

旋转元件20还限定定位在第一环形冠部25与第二环形冠部27之间的环形谷部26。环形谷部26由点限定,在该点处,距离在叶片后方的旋转元件20至无涵道推力产生系统10的中心线中心纵轴线11之间最小。即,环形谷部26为第一环形冠部25与第二环形冠部27之间的自旋物22的最小直径的点,并且限定了环形谷部26处的谷部半径Rv。谷部半径Rv测量为从中心纵轴线11到环形谷部26的垂直于纵轴线11的侧向方向上的距离。如所示,谷部半径Rv小于第一半径R1和第二半径R2两者。

交错的冠部-谷部-冠部的构造的定位允许了旋转元件20限定波状外表面28,其影响穿过无涵道推力产生系统10的空气流。如本文中使用的,用语"旋转元件"包括用于叶片21旋转的无涵道推力产生系统10内的所有构件,即使那些构件自身并未旋转。此外,用语"自旋物"是指配合在旋转元件20的毂之上的整流罩。自旋物22可附接于叶片21,或者可限定叶片21延伸穿过其的腔。自旋物22可限定旋转元件20的整个表面28,或仅表面28的前部。

在所示实施例中,叶片21在环形谷部26处附接于自旋物22。因此,根部23在环形谷部26内附接于自旋物22。将叶片21置于环形谷部26内产生了有益的空气动力流线效果,并且局部地增大叶片排内的环形面积以补偿由叶片厚度引起的面积减小。因此,环形谷部26内的叶片21的此类放置提高了旋转元件20和总体无涵道推力产生系统10的效率。

入口70的定位使得入口70被保护而免受经过第一环形冠部25和叶片21的下游空气流的至少一部分。大体上,入口70具有大约50%到125%的浸入程度。在特定实施例中,浸入程度为大约70%到大约100%(例如,大约75%到大约90%)。浸入程度通过将第一半径R1的平方除以唇部半径RL的平方并且乘以100来简单地计算,如公式1所示:

浸入程度=(R1)2/(RL)2x100 公式1。

就此而言,经过第一环形冠部25和叶片21的空气流略微引导离中心纵轴线11,使得入口70被保护而免受经过第一环形冠部25的下游空气流的至少一部分。该构造通过保护入口70免受将在其它情况下出现的叶片21下游的空气流的至少一部分来防止鸟、冰雹或其它FOD摄入到入口70中。在一个特定实施例中,入口唇部具有大约100%的浸入程度,使得第一半径大致等于唇部半径。

图1和3的实施例示出了第二环形冠部27处的第二半径R2小于第一半径R1。然而,在其它实施例中,第二环形冠部27处的第二半径R2可等于或大于第一半径R1

壳体40限定外表面41,其在入口唇部72后方,并且从入口唇部向后移动(即,与向前F相反)来相继形成壳体冠部42和壳体谷部44。在所示实施例中,壳体冠部42定位在入口70与壳体谷部44之间。在一个特定实施例中,静止导叶31在壳体谷部44处附接于壳体40。应当理解的是,壳体40可在某些实施例中为环形的,但也可具有其它形状。因此,壳体冠部42和壳体谷部44不一定环形地测量,而是大体上沿与中心纵轴线11垂直的轴线限定。

图1示出了可称为"拉动件"构造的物体,其中推力生成旋转元件20位于发动机的壳体40前方,与其中气体发生器40位于旋转元件20前方的"推动件"构造实施例相反。排气口80位于旋转元件20和静止元件30两者的内侧和后方。

"拉动件"或"推动件"构造的选择可与相对于预期飞行器应用的机身的安装定向的选择一致地进行,并且一些可取决于安装位置和定向是否为机翼安装、机身安装或尾部安装构造而在结构上或操作上有利。

如所述,燃气涡轮或内燃机定位在壳体40内。用作动力源的燃气涡轮或内燃机可使用压缩过程中的中间冷却元件。类似地,燃气涡轮发动机可使用动力涡轮下游的回收装置。

在各种实施例中,用以驱动旋转元件20的动力源可为由喷射燃料或液化天然气供以燃料的燃气涡轮发动机、电动机、内燃机或任何其它适合的转矩和动力源,并且可位于旋转元件20附近,或者可利用适合地构造的变速机构如分布式动力模块系统来远程定位。

除适合于与预期用于水平飞行的常规飞行器平台一起使用的构造外,本文中所述的技术还可用于直升机和倾斜转子应用和其它升降装置,以及悬停装置。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式),并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定,并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件,或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件,则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

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