本文的公开内容是在国防部(dod)空军授予的合同号fa8650-15-d-2501的政府支持下做出的。美国政府可对本申请和任何产生的专利有一定权利。
背景技术
本公开内容的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，且更具体地涉及用于管理使用辅助导叶的可变循环燃气涡轮发动机高压压缩机定子导叶中的负入射的方法及系统。
至少一些已知的可变或自适应循环发动机构造成在固定飞行状态下有效地操作，如，亚音速、跨音速和超音速，且其可有效地改变以受控方式操作的压缩机。在宽范围的操作状态期间，高压压缩机定子导叶可在负入射下操作，其可导致高压压缩机定子的导叶的压力表面上的高度三维分离流。可变循环的发动机中的负入射下的压缩机导叶的操作可导致会不利地影响发动机性能、效率和/或可操作性的状态，或会缩短导叶的预期寿命。
在负入射下操作或在超过一定阈值的负入射下操作的一个状态是从高压压缩机导叶的表面的阻流体类型的流体分离。此类分离可将非期望的振动模式引入导叶或下游的导叶。此外，分离可引起高压压缩机和/或发动机总体性能的显著损失。
技术实现要素：
一方面，用于可变循环燃气涡轮发动机的高压压缩机的一排静止导叶对包括第一排主导叶，其从高压压缩机的壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕壳的第一轴向位置间隔开。第一排主导叶中的各个主导叶包括联接到壳上的导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的主导叶。主导叶包括从壳到远侧末梢端的第一高度、在主导叶的前缘与主导叶的后缘之间的弦长，以及厚度。可变循环飞行器燃气涡轮发动机还包括第二排辅助导叶，其从壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕壳的第二轴向位置间隔开，其中第二轴向位置不同于第一轴向位置。第二排辅助导叶中的各个辅助导叶包括联接到壳上的辅助导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的辅助导叶本体。辅助导叶包括从壳到远侧末梢端的第二高度、在辅助导叶的前缘与辅助导叶的后缘之间延伸的弦长，以及厚度。可变循环飞行器燃气涡轮发动机还包括限定在第二排辅助导叶中的辅助导叶的压力侧与第一排主导叶中的相邻主导叶的吸入侧之间的流动通道。
可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸到辅助导叶的后缘。还可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸至主导叶的局部最大厚度前方的位置。辅助导叶的前缘可定位在主导叶的前缘的轴向前方。还可选地，可变循环飞行器燃气涡轮发动机形成高压压缩机的较后级。可选地，第二高度大致等于第一高度。还可选地，第二高度小于第一高度。
另一方面，一种管理高压压缩机中的负入射的方法包括将流体流导送至高压压缩机的一排多个导叶组件，其中多个导叶组件围绕高压压缩机的壳的表面间隔开。多个导叶组件包括与一排辅助导叶交错的一排主导叶。该方法还包括将流体流的至少一部分导送穿过由一排辅助导叶中的辅助导叶的压力侧和一排主导叶中的相邻主导叶的吸入侧限定的流动通道。
可选地，该方法包括在流体流进入流动通道之前沿高压压缩机辅助导叶的压力侧导送流体流。还可选地，该方法包括使用穿过流动通道的流体流来保持高压压缩机主导叶上的预定入射角。该方法还可包括保持高压压缩机主导叶上的入射角小于或等于六十度。可选地，该方法包括保持高压压缩机主导叶上的入射角小于或等于二十度。该方法还可包括使用穿过流动通道的流体流来保持高压压缩机主导叶上的非负入射角。
又一方面，一种可变循环燃气涡轮发动机包括将流体流导送穿过可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(bpr)和风扇压力比(fpr)中的至少一个。可变循环燃气涡轮发动机还包括高压压缩机转子组件，其包括经由可围绕纵轴线旋转的轴联接的一个或多个叶片部件，以及至少部分地包绕高压压缩机转子组件的静止高压压缩机壳。多个高压压缩机导叶对沿周向围绕静止高压压缩机壳的第一轴向位置间隔开。多个导叶对的主导叶和辅助导叶中的各个包括前缘、后缘和在其间延伸的本体。各个导叶还包括吸入侧和相对的压力侧。流动通道限定在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间，邻近主导叶的前缘。
可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸到辅助导叶的后缘。还可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸至主导叶的局部最大厚度前方的位置。主导叶的前缘可沿轴向定位在辅助导叶的前缘前方。可选地，高压压缩机转子组件包括高压压缩机。还可选地，多个高压压缩机导叶对形成高压压缩机的较后级。可变循环燃气涡轮发动机可嵌入自适应循环发动机中。
技术方案1.一种可变循环飞行器燃气涡轮发动机，包括：
可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(bpr)和风扇压力比(fpr)中的至少一个；以及
构造成在不同的飞行状态期间接收可变量的空气的压缩机，所述压缩机包括一排静止导叶对，其包括：
第一排主导叶，其从所述压缩机的壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第一轴向位置间隔开，所述第一排主导叶的各个主导叶包括联接到所述壳上的导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的主导叶，所述主导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第一高度、所述主导叶的前缘与所述主导叶的后缘之间的弦长，和厚度；
第二排辅助导叶，其从所述壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第二轴向位置间隔开，所述第二轴向位置不同于所述第一轴向位置，所述第二排辅助导叶中的各个辅助导叶包括联接到所述壳上的辅助导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的辅助导叶本体，所述辅助导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第二高度、所述辅助导叶的前缘与所述辅助导叶的后缘之间的弦长，和厚度；以及
限定在所述第二排辅助导叶的辅助导叶的压力侧与所述第一排主导叶的相邻主导叶的吸入侧之间的流动通道。
技术方案2.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间从所述主导叶的所述前缘延伸至所述辅助导叶的所述后缘。
技术方案3.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间从所述主导叶的所述前缘延伸至所述主导叶的局部最大厚度前方的位置。
技术方案4.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述辅助导叶的所述前缘定位在所述主导叶的所述前缘的轴向前方。
技术方案5.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述一排静止导叶对形成所述压缩机的较后级。
技术方案6.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二高度大致等于所述第一高度。
技术方案7.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二高度小于所述第一高度。
技术方案8.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于还包括：
旁通导管；以及
邻近所述旁通导管的上游端的多个可变导叶，其构造成调制核心发动机流动流和旁通流动流的相对流量。
技术方案9.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于还包括定位在所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的高压涡轮上游的可变桨距入口导引导叶。
技术方案10.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于还包括定位在低压涡轮上游的可变桨距入口导引导叶，可变桨距入口导引导叶构造成改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的高压涡轮上的背压，以控制所述高压涡轮的速度。
技术方案11.一种管理可变循环飞行器燃气涡轮发动机压缩机的静止导叶中的负入射的方法，所述方法包括：
将流体流导送穿过可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的所述流体流，其改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(bpr)和风扇压力比(fpr)中的至少一个；
将流体流导送至所述压缩机的一排多个压缩机导叶组件，所述多个压缩机导叶组件围绕所述压缩机的壳的表面间隔开，所述多个压缩机导叶组件包括与一排压缩机辅助导叶交错的一排压缩机主导叶；以及
将所述流体流的至少一部分导送穿过由所述一排压缩机辅助导叶的压缩机辅助导叶的压力侧与所述一排压缩机主导叶的相邻压缩机主导叶的吸入侧限定的流动通道。
技术方案12.根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在所述流体流进入所述流动通道之前，沿所述压缩机辅助导叶的压力侧导送所述流体流。
技术方案13.根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述方法还包括使用穿过所述流动通道的流体流来保持所述压缩机主导叶上的预定入射角。
技术方案14.根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述方法还包括保持所述压缩机主导叶上的入射角小于或等于六十度。
技术方案15.根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述方法还包括保持所述压缩机主导叶上的入射角小于或等于二十度。
技术方案16.根据技术方案11所述的方法，其特征在于，所述方法还包括使用穿过所述流动通道的流体流来保持所述压缩机主导叶上的非负入射角。
技术方案17.一种可变循环飞行器燃气涡轮发动机，包括：
可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(bpr)和风扇压力比(fpr)中的至少一个；
包括经由可围绕纵轴线旋转的轴联接的一个或多个叶片部件的压缩机转子组件；
至少部分地包绕所述压缩机转子组件的静止压缩机壳；
沿周向围绕所述静止压缩机壳的第一轴向位置间隔开的多个压缩机导叶对，所述多个压缩机导叶对中的各个包括主导叶和辅助导叶，各个主导叶包括前缘、后缘和在其间延伸的主导叶本体，各个辅助导叶包括前缘、后缘和在其间延伸的辅助导叶本体，所述主导叶和所述辅助导叶中的各个包括吸入侧和压力侧；以及
限定在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间邻近所述主导叶的所述前缘的流动通道。
技术方案18.根据技术方案17所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间从所述主导叶的所述前缘延伸至所述辅助导叶的所述后缘。
技术方案19.根据技术方案17所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间从所述主导叶的所述前缘延伸至所述主导叶的局部最大厚度前方的位置。
技术方案20.根据技术方案17所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述主导叶的所述前缘定位在所述辅助导叶的所述前缘的轴向前方。
技术方案21.根据技术方案17所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述压缩机转子组件包括高压压缩机。
技术方案22.根据技术方案17所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个压缩机导叶对形成压缩机的较后级。
根据技术方案17所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于还包括自适应循环发动机。
附图说明
在参照附图阅读以下详细描述时，本公开内容的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解，附图中相似的标号表示附图各处相似的部分，在附图中：
图1为根据本公开内容的示例性实施例的可变循环的燃气涡轮发动机的截面视图。
图2为根据本公开内容的示例性实施例的一排高压压缩机导叶对的沿径向向内看的平面视图。
图3为图2中所示的一排高压压缩机导叶对的透视图。
图4为管理高压压缩机中的负入射的方法的流程图。
除非另外指出，否则本文提供的附图意在示出本公开内容的实施例的特征。这些特征认作是适用于多种系统，包括本公开内容的一个或多个实施例。因此，附图不意在包括本文公开的实施例的实施所需的本领域的普通技术人员已知的所有常规特征。
零件清单：
100可变循环燃气涡轮发动机
102外机舱
104核心发动机
106旁通导管
108风扇组件
109定子导叶
110转子组件
111转子叶片
112入口导引导叶
114入口空气流
114空气流
116入口开口
118高压压缩机
120高压压缩机转子组件
122流动环形空间
124燃烧器
125高压涡轮
126高压涡轮转子
127高压轴
128入口导引导叶
130低压涡轮
132低压涡轮转子组件
133纵轴线
134入口导引导叶区段
136传动轴
138核心喷嘴
140旁通喷嘴
142线性促动器
144旁通喷嘴挡板
146线性促动器
148壁组件
150分流阀
152铰接面板
154线性促动器
156导叶
158内壁或机舱
200静止导叶对
202排
204壳
206周向方向
208径向内表面
210轴向方向
212一排主导叶
214辅助导叶
216前缘
218后缘
220主导叶本体
221厚度
222压力侧
224吸入侧
226弦线
227弦长
228入射角
230流
232入射角
234前缘
236后缘
238辅助导叶本体
239厚度
240压力侧
242吸入侧
244弦线
245弦长
246第二高度
248第一高度
250第一预定距离
252第二预定距离
254流动通道
302主导叶远侧末梢端
304主导叶根部
306辅助导叶远侧末梢端
308辅助导叶根部
400方法
402导送
404导送。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求中，将按照一定数目的用语，它们应当限定为具有以下意义。
单数形式"一个"、"一种"和"该"包括复数对象，除非上下文清楚地另外指出。
"可选"或"可选地"意思是随后描述的事件或情形可发生或可不发生，且描述包括事件发生的情况，以及其不发生的情况。
如本文在说明书和权利要求各处使用的近似语言可用于修饰可允许在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下改变的任何数量表达。因此，由一个或多个用语如"大约"、"大概"和"大致"修饰的值不限于指定的准确值。在至少一些情况中，近似语言可对应于用于测量值的器具的精度。这里和说明书和权利要求各处，范围限制可组合和/或互换，此范围被识别且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。
如本文使用的用语"轴向"和"轴向地"是指大致平行于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，用语"径向"和"径向地"是指大致垂直于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，如本文使用的用语"周向"和"周向地"是指围绕涡轮发送机的中心线弓形地延伸的方向和定向。
如本文使用的用语翼型件是指例如通常在可变循环飞行器燃气涡轮发动机的高压压缩机的壳中发现的静止导叶。在一些情况中，翼型件、叶片和导叶可互换使用。此外，尽管对转子叶片进行一些引用，但本公开内容也可适用于定子或静止导叶。在一些实施例中，定子导叶可有护罩，其中导叶的末梢可由护罩组合在一起或联接在一起。护罩可组合从壳或从联接壳上的径向外环延伸的导叶的径向内末梢。在一些实施例中，导叶的径向外末梢可有护罩。
常规多转轴燃气涡轮发动机具有成轴向串流关系的三个基本部分：加压进入发动机的入口部分中的空气的核心高压压缩机、添加燃料且点燃加压空气成推进气流的核心燃烧器，以及由推进气流旋转的核心涡轮，其又使核心高压压缩机通过核心轴旋转，核心轴在核心涡轮与核心高压压缩机之间延伸。核心高压压缩机、核心涡轮、核心燃烧器和轴共同称为核心发动机。
旨在用于飞行器的燃气涡轮发动机通常经由定位在发动机的上游或前端处的入口整流罩收集入口空气。通常，在沿轴向流过发动机之后，推进气流在发动机的下游或后端处经由排气喷嘴排出。排出气体在高于入口空气速度的速度下离开喷嘴，从而以流的净加速来产生推力。使用核心发动机来加速所有进入流而产生推力的燃气涡轮发动机通常称为涡轮喷气发动机。由涡轮喷气生成的力或推力通过增大排出气体速度或增大流过发动机的空气质量来提高。燃气轮机的推进效率直接关于离开发动机的排气相比于工具飞行速度的速度。因此，具有通常高的排气速度的涡轮喷气发动机很适于在超音速下产生高效率，且在低速下略微低效。
涡轮喷气发动机的热动力效率可通过在较高压力的核心高压压缩机上游增加一个或多个低压压缩机；在较高压力的涡轮下游增加一个或多个较低压力的涡轮；以及增加连接低压涡轮和低压压缩机的低压轴来改变。此类多转轴发动机提高涡轮喷气发动机的热动力效率，因为高压和低压转轴在其自身的最佳速度下操作，且组合来输送较高的总体压力比。通常，多转轴发动机具有两个转轴(低压转轴和高压转轴)或三个转轴(低压转轴、中压转轴和高压转轴)，但其它构造是可能的。本文将双转轴燃气涡轮发动机描述为多转轴燃气涡轮发动机的一个实例。本领域的技术人员将认识到，以双转轴燃气涡轮发动机的原理描述的原理同样适用于三转轴燃气涡轮发动机或其它多转轴燃气涡轮发动机。
风扇发动机(另一类型的双转轴燃气涡轮发动机)将较大直径的风扇联接到低压压缩机的上游端上。进入发动机的一些入口空气绕过核心发动机，且由风扇简单地加速来产生发动机的推力的一部分，而其余的空气引导至核心发动机来维持燃烧过程，且产生增加的推力分量。到核心发动机周围的空气量与穿过核心发动机的空气量之比称为旁通比(bpr)。风扇可用于产生由发动机生成的总推力的实质部分，因为推力产生部分地取决于风扇空气流和风扇压力比(fpr)，风扇排气压力与风扇入口压力之比，而非飞行器的速度。净排气速度由相对慢的风扇流和核心流的混合速度影响，且因此由旁通比影响。因此，涡轮风扇通常具有大bpr，以及低到中等的fpr，且很适于在亚音速下产生推力，且在高速下略微低效。
基本上，相比于同等推力水平下的两个发动机类型，涡轮喷气发动机将少量空气加速到极高的推力速度以产生推力，同时涡轮风扇发动机加速大量空气到很低的速度。因此，飞行器燃气涡轮发动机在历史上能够在亚音速或超音速中的一者而非两者下良好运行(在推进效率方面)。在亚音速下，期望具有高bpr和低fpr。在超音速下，期望具有低bpr和高fpr。尝试了将涡轮喷气和涡轮风扇发动机的优点结合到单个组合或可变循环发动机中来在较宽的速度范围内实现效率。
在各种实施例中，可变循环系统通过针对不同飞行范围改变发动机的旁通比来操作，允许了发动机作用类似低旁通比涡轮风扇或接近涡轮喷气。作为低旁通比涡轮风扇，发动机类似于相当的发动机运行。然而，在需要时，发动机将更多空气流引导穿过发动机(类似涡轮喷气)的热核心，以增大发动机的特定推力。这使得发动机在高的高度下更有效，推力水平高于传统的低旁通比涡轮风扇。改变几何形状来实现此性能还影响可变循环飞行器燃气涡轮发动机的入口空气的入射角。
本文所述的负入射管理技术的实施例提供了用于减小受影响的一排高压压缩机导叶和下游的成排可变循环飞行器燃气涡轮发动机高压压缩机由阻流体类型的流动分离引起的机械激励的成本效益合算的方法。此外，此类技术便于缓解由分离引起的高压压缩机和/或可变循环燃气涡轮发动机的性能降低。利用本文所述的负入射管理技术的优点的各排高压压缩机导叶包括沿周向围绕定子或壳延伸的第一排高压压缩机主导叶和第二排高压压缩机辅助导叶。在示例性实施例中，高压压缩机辅助导叶小于高压压缩机主导叶，且至少部分地沿轴向定位在主导叶的前方。高压压缩机辅助导叶与高压压缩机主导叶交错，使得高压压缩机主导叶和高压压缩机辅助导叶沿周向围绕高压压缩机定子或壳交错。流动通道由此形成在各对高压压缩机辅助导叶与高压压缩机主导叶之间。具体而言，流动通道形成在一对中的高压压缩机辅助导叶的压力侧与一对中的相邻高压压缩机主导叶的吸入侧之间，其吸入高压压缩机辅助导叶周围，高压压缩机辅助导叶与高压压缩机主导叶之间的到来流，以防止或减少高压压缩机主导叶的压力侧上的流动分离。
压缩机图上的操作线涉及高压压缩机操作的给定速度下的流动和压力比。操作线大体上由涡轮喷嘴面积和燃烧器各处的燃料流温度设置。通常，在操作期间，操作线为其它构件参数所基于的固定线。在高压压缩机的操作在操作线更上方移动时，高压压缩机更接近失速状态。高压压缩机设计成大致在操作线处操作，具有失速线之前的预定裕度。通常，压缩机操作不会在操作线下方移动，然而，在可变循环发动机中，可存在的好处在于整个循环远低于操作线操作，但此操作例如在高压压缩机的后级上产生负入射问题。
图1为根据本公开内容的示例性实施例的可变循环的燃气涡轮发动机100的截面视图。可变循环燃气涡轮发动机100可为自适应循环或可变循环发动机。在示例性实施例中，可变循环燃气涡轮发动机100包括与内核心发动机104间隔开的外壳或外机舱102，以便限定其间的环形旁通导管106。可变循环燃气涡轮发动机100包括风扇组件108，其具有定子导叶109、具有转子叶片111的三级转子组件110，以及设置在转子级之间且从外机舱102沿径向向内延伸的入口导引导叶112，以用于调制核心发动机流动流和旁通流动流中的相对流量。风扇组件108从入口开口116接收入口空气流114，且在加压空气流114时，其一部分输送至核心发动机104，且其其余部分引导至旁通导管106。入口开口116尺寸确定成接受预定设计的空气流。核心发动机104包括具有高压压缩机转子组件120的轴流高压压缩机118。经由流动环形空间122进入高压压缩机118的加压空气压缩且然后排放至燃烧器124，在该处燃料焚烧来提供高能燃烧气体，其驱动具有高压涡轮转子126的高压涡轮125。高压涡轮转子126操作成从流出燃烧器124的高速核心气流取得动能，且将此动能转换成转矩来经由高压轴127驱动高压压缩机转子组件120。为了提供核心发动机流的附加控制的目的，可变桨距的入口导引导叶128可设在高压涡轮转子126上游。
设置在高压涡轮125下游，在接收离开核心发动机104的热气流的位置的是低压涡轮130，有时称为动力涡轮。低压涡轮130包括低压涡轮转子组件132和可变桨距入口导引导叶区段134。尽管低压涡轮转子组件132示为包括三级，但本领域的技术人员将清楚，更少或更多数目的级可取决于所需的涡轮能量获得潜力来使用。可变桨距入口导引导叶区段134操作成将来自核心流的动能转换成转矩，且将此转矩输送至低压涡轮转子组件132，其又经由连接成与转子组件110和132一起旋转的向上游延伸的传动轴136来驱动低压涡轮转子组件132。高压轴127和传动轴136围绕可变循环燃气涡轮发动机100的纵轴线133旋转。
至低压涡轮转子组件132的截面流动面积通过改变可变桨距入口导引导叶区段134的桨距来改变，区段134作用为改变高压涡轮125上的背压，且从而控制高压涡轮转子速度。推进力由从核心发动机104经由可变面积的核心喷嘴138的燃烧气体排放来获得。推进力还通过风扇组件108经由与核心喷嘴138同心的可变面积的旁通喷嘴140排出空气的动作来获得。为了有助于调制旁通导管106和核心发动机104中的流动，旁通喷嘴140和核心喷嘴138的面积可由适合的可变几何形状来改变。如图所示，可变几何形状可包括控制铰接的旁通喷嘴挡板144的多个线性促动器142，以及控制可折叠的铰接壁组件148来改变核心喷嘴138的截面面积的第二多个线性促动器146。铰接的旁通喷嘴挡板144可移动到闭合位置，其中可变面积的旁通喷嘴140受阻，使得没有流从其排出。
环形分流阀150设在低压涡轮130后方。分流阀150可包括线性促动器154的控制下的铰接面板152。铰接的面板152覆盖分开了旁通导管106和核心发动机104的内壁或机舱158中的多个导叶156，且其弯曲来促进核心和旁通气流的混合。在其开启位置，铰接的面板152未覆盖多个导叶156，这允许了旁通流与核心流混合。在其闭合位置，铰接的面板152覆盖多个导叶156来防止核心和旁通气流的混合。
分流阀150与铰接的旁通喷嘴挡板144组合，用于使基本发动机操作模式在分离流、高旁通、低推力循环与混合流、低旁通、高推力静压平衡循环之间切换。
图2为根据本公开内容的示例性实施例的可用于可变循环燃气涡轮发动机100的高压压缩机118的一排202静止导叶对200的沿径向向外看的平面视图。图3为一排202静止导叶对200的透视图。在示例性实施例中，排202沿周向方向围绕高压压缩机118的壳204的径向内表面208延伸，且在轴向方向210上围绕壳204的径向内表面208延伸。一排202静止导叶对200可与相关联的一排转子叶片(图2中未示出)协作来形成高压压缩机118的级。一排202静止导叶对200包括与第二排辅助导叶214交错的第一排主导叶212。各个主导叶212包括前缘216、后缘218和在其间延伸的主导叶本体220。各个主导叶212还包括主导叶远侧末梢端302、主导叶根部304和在其间延伸的主导叶本体220。主导叶本体220的厚度221在前缘216与后缘218之间沿轴向变化。主导叶212包括压力侧222和吸入侧224。弦线226在前缘216与后缘218之间延伸，且限定弦长227。在一个实施例中，入射角228,232限定为弦线226与进入排202的流230之间的角。在示例性实施例中，流230示为直的轴流，然而，流230可穿过由可变循环燃气涡轮发动机100和高压压缩机118经历的许多操作状态成角地变化。例如，改变到来的流230可导致如图2中所示的正入射角228，或负入射角232。过大的负入射角232可引起压力侧222上的流动分离，其中沿压力侧222的流经历流与压力侧222的分离，例如，层流的阻流体分离。
各个辅助导叶214包括前缘234、后缘236和在其间延伸的辅助导叶本体238。各个辅助导叶214还包括辅助导叶远侧末梢端306、辅助导叶根部308和在其间延伸的辅助导叶本体238。辅助导叶本体238的厚度239在前缘234与后缘236之间沿轴向变化。辅助导叶238包括压力侧240和吸入侧242。弦线244在前缘234与后缘236之间延伸，且限定弦长245。在示例性实施例中，如图2中所示，辅助导叶214在大小上小于主导叶212，其中弦线244短于弦线226。辅助导叶214的第二高度246短于主导叶212的第一高度248。在备选实施例中，辅助导叶214在大小上大于主导叶212，其中弦线244长于弦线226。在其它备选实施例中，弦线226和244长度相等。
在示例性实施例中，主导叶212定位在第一轴向位置处，且辅助导叶214定位在不同于第一轴向位置的第二轴向位置处。更具体而言，在示例性实施例中，辅助导叶214定位在第一导叶212上游的第一预定距离250处。后缘236沿轴向向后与前缘216间隔开第二预定距离252。流动通道254沿第一预定距离250仅由压力侧240限定，且沿第二预定距离252由压力侧240和吸入侧224限定。
辅助导叶214相对于主导叶212的尺寸和位置限定流动通道254的尺寸和形状。在示例性实施例中，流动通道254在压力侧240与吸入侧224之间从主导叶212的前缘216延伸到辅助导叶214的后缘236。此外，在示例性实施例中，流动通道254在压力侧240与吸入侧224之间从主导叶212的前缘216延伸到主导叶212的局部最大厚度221前方的位置。流动通道254构造成保持比没有流动通道254中将另外发生的更大的正入射角228。流动通道254将前缘216处的流朝吸入侧224再引导，从而便于保持更大的正入射角228。在备选实施例中，流动通道254延伸到任何适合的程度，其允许排202如本文所述作用。
在一些实施例中，流动通道254便于保持主导叶212上的预定入射角228。例如，流动通道254便于保持入射角228小于或等于六十度。对于另一个实例，流动通道254便于将入射角228保持在小于或等于二十度。对于另一个实例，流动通道254便于将入射角228保持在非负角。在备选实施例中，流动通道254便于将入射角228保持在任何适合的值。
尽管主要参照了例如用于机械壳中的成排的静止导叶来示出和描述，但辅助导叶原理还适于可旋转部件上的成排的叶片。此外，辅助导叶原理适于包括第一级和后级的机器中的任何级。
图4为管理高压压缩机中的负入射的方法400的流程图。在示例性实施例中，方法400包括将流体流导送402到高压压缩机的成排的多个的导叶组件。多个导叶组件沿周向围绕高压压缩机的壳的表面间隔开。多个导叶组件的各个导叶组件包括与一排辅助导叶交错的一排主导叶。方法400还包括将流体流的至少一部分导送404穿过由辅助导叶中的一个的压力侧和主导叶中的相邻一个的吸入侧限定的通道。
上述成排的导叶对、可变循环燃气涡轮发动机和方法提供了有效技术来管理可变循环燃气涡轮发动机高压压缩机的入射。具体而言，上述入射管理系统包括与一排主导叶交错的一排辅助导叶，以形成可变循环飞行器燃气涡轮发动机高压压缩机的静止部分。形成在辅助导叶与主导叶之间的流动通道吸入辅助导叶周围，辅助导叶与主导叶之间的到来流，以防止或减小主导叶的压力侧上的流动分离。
用于管理可变循环燃气涡轮发动机高压压缩机中的入射的方法和设备的前述实施例提供了成本效益合算且可靠的手段来用于可变循环飞行器燃气涡轮发动机的较宽范围的操作状态内的入射的被动改善。更具体而言，本文所述的方法和设备便于保持低于另外预期的可变循环飞行器燃气涡轮发动机压缩机的主导叶上的负入射角。结果，除以成本效益合算且可靠的方式延长可变循环飞行器燃气涡轮发动机压缩机的寿命外，本文所述的方法及系统便于改善可变循环飞行器燃气涡轮发动机的性能、效率和操作性。
尽管本公开内容的各种实施例的特定特征可在一些图中示出且在其它图中未示出，但这仅是为了方便。根据本公开内容的原理，可与任何其它图的任何特征组合来参照和/或提出附图的任何特征。
本书面描述使用了实例来公开实施例，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施实施例，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本公开内容的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。