具有用于低风扇压力比的风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动的制造方法
【专利摘要】一种包括风扇部段的燃气涡轮发动机，该风扇部段具有二十（20）个或更少个风扇叶片以及小于大约1.45的风扇压力比。
【专利说明】具有用于低风扇压力比的风扇可变面积喷嘴的燃气涡轮发动机
[0001]相关申请的交叉引用
本申请要求2011年12月30日提交的美国申请N0.13/340，810的优先权，该美国申请是2011年12月8日提交的美国申请N0.13/314,365的部分继续申请。
[0002]发明背景。
【技术领域】
[0003]本发明涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及具有风扇可变面积喷嘴(VAFN)的涡轮风扇发动机，该喷嘴轴向地移动以改变其旁通流路径面积。
【背景技术】
[0004]常规的燃气涡轮发动机通常包括风扇部段和核心发动机，风扇部段的直径大于核心发动机的直径。风扇部段和核心发动机绕纵向轴线设置并且被包封在发动机机舱组件之内。
[0005]燃烧气体从核心发动机穿过核心排气喷嘴排出，同时设置在主空气流路径径向外面的环形风扇流穿过环形风扇排气喷嘴排出，该环形风扇排气喷嘴被限定在风扇机舱和核心机舱之间。穿过风扇排气喷嘴排出的加压风扇空气产生推力的大部分，而穿过核心排气喷嘴排出的燃烧气体提供剩余推力。
[0006]常规的燃气涡轮发动机的风扇喷嘴具有固定的几何结构。固定几何结构的风扇喷嘴是适合于起飞和着陆条件以及巡航条件的折中方案。一些燃气涡轮发动机已经实施了风扇可变面积喷嘴。风扇可变面积喷嘴在巡航条件期间提供较小的风扇出口喷嘴直径，并且在起飞和着陆条件期间提供较大的风扇出口喷嘴直径。现有的风扇可变面积喷嘴典型地采用相对复杂的机构，其将发动机总体重量增大到可能抵消由此增加的燃料效率的程度。
【发明内容】
[0007]根据本公开的一个示例性方面的一种燃气涡轮发动机，包括:核心机舱，所述核心机舱围绕发动机中心线轴线被限定；风扇部段，所述风扇部段具有二十(20)个或更少个风扇叶片；风扇机舱，所述风扇机舱至少部分地围绕所述风扇部段和所述核心机舱被安装，以限定用于风扇旁通空气流的风扇旁通流路径，所述风扇旁通空气流在发动机操作期间具有所述风扇旁通空气流的风扇压力比，所述风扇压力比小于大约1.45。
[0008]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴相对于所述风扇机舱可移动，以改变风扇喷嘴出口面积。
[0009]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括控制器，所述控制器可操作以在巡航飞行条件下减小所述风扇喷嘴出口面积。附加地或替代地，所述控制器可以可操作以控制所述风扇喷嘴出口面积，以便降低风扇的不稳定性。
[0010]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述风扇可变面积喷嘴限定所述风扇机舱的后缘。
[0011]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述风扇可变面积喷嘴可以相对于所述风扇机舱轴向地可移动。
[0012]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇部段。
[0013]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述风扇部段可以将校正风扇叶尖速度限定为小于大约1150英尺/秒。
[0014]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述核心发动机可以包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于大约五(5)的压力比。附加地或替代地，所述核心发动机可以包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于五(5)的压力比。
[0015]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的所述风扇部段，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.3的齿轮减速比。
[0016]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的所述风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
[0017]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述发动机可以进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的所述风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于2.5的齿轮减速比。
[0018]在任一前述燃气涡轮发动机的实施方式的进一步的非限制实施方式中，所述风扇旁通空气流可以将旁通比限定为大于大约六(6)。附加地或替代地，所述风扇旁通空气流可以将旁通比限定为大于大约十(10)。附加地或替代地，所述旁通流可以将旁通比限定为大于大约十(10)。
【专利附图】
【附图说明】
[0019]对于本领域技术人员来讲，本发明的各种特征和优点从当前优选实施方式的随后的【具体实施方式】将变得明显。伴随该【具体实施方式】的附图能够简要地描述如下:
图1A是用于与本发明使用的示例性燃气涡轮发动机实施方式的一般示意性局部不完整视图；
图1B是该发动机的后视图；
图1C是与吊架整合的该发动机的侧视图；
图1D是与吊架整合的该发动机的立体图；
图2A是处于闭合位置的VAFN的截面侧视图；
图2B是处于打开位置的VAFN的截面侧视图；以及 图3是旁通导管归一化(normalized)横截面面积分布的曲线图；
图4是有效面积增加对喷嘴平移的曲线图；
图5是导管面积分布的曲线图；
图6A是辅助端口位置的示意性几何视图；
图6B是辅助端口进入角的示意性几何视图；以及 图6C是VAFN外表面曲率的示意性几何视图。
【具体实施方式】
[0020]图1A示出了燃气涡轮风扇发动机10的一般局部不完整示意图，燃气涡轮风扇发动机10从发动机吊架P悬挂在发动机机舱组件N之内，该发动机机舱组件N对于设计用于亚音速操作的航空器是典型的。
[0021]涡轮风扇发动机10在容纳低转子14和高转子24的核心机舱12之内包括核心发动机。低转子14包括低压压缩机16和低压涡轮机18。低转子14通过齿轮系22驱动风扇部段20。高转子24包括高压压缩机26和高压涡轮机28。燃烧器30布置在高压压缩机26和高压涡轮机28之间。低转子和高转子14、24绕发动机旋转轴线A旋转。
[0022]发动机10优选地是高旁通齿轮传动的航空器发动机。在一个公开的非限制实施方式中，发动机10的旁通比大于大约六(6),其中一个实例实施方式大于大约十(10),齿轮系22是周转齿轮系(例如行星齿轮系统)或者齿轮减速比大于大约2.3的其他齿轮系统，并且低压涡轮机18具有大于大约5的压力比。在一个公开的实施方式中，发动机10的旁通比大于大约十(10:1)，涡轮风扇直径显著大于低压压缩机16的直径，并且低压涡轮机18具有大于大约5:1的压力比。低压涡轮机18的压力比为在低压涡轮机18的进口之前测得的压力相对于在排气喷嘴之前的低压涡轮机18的出口处的压力。齿轮系22可以是周转齿轮系(例如行星齿轮系统)或者齿轮减速比大于大约2.5:1的其他齿轮系统。然而应当理解，上面的参数仅仅是齿轮传动架构发动机的一个示例性实施方式，并且本发明可适用于包括直接驱动涡轮风扇的其他燃气涡轮发动机。
[0023]空气流进入风扇机舱34，风扇机舱34至少部分地环绕核心机舱12。风扇部段20将空气流传输到核心机舱12内，以便为低压压缩机16和高压压缩机26提供动力。由低压压缩机16和高压压缩机26压缩的核心空气流与燃烧器30中的燃料混合，并且在高压涡轮机28和低压涡轮机18上膨胀。涡轮机28、18被联接成随相应的转子24、14旋转，以便响应于膨胀而旋转地驱动压缩机26、16并且通过齿轮系22旋转地驱动风扇部段20。核心发动机排气E穿过在核心机舱12和尾锥32之间限定的核心喷嘴43离开核心机舱12。
[0024]核心机舱12被结构36支撑在风扇机舱34之内，结构36 —般被通称为风扇出口导叶(FEGV)。旁通流路径40被限定在核心机舱12和风扇机舱34之间。发动机10生成具有旁通比的高旁通流布置，其中，进入风扇机舱34的空气流的大约80%变成旁通流B。旁通流B传输穿过大致环形的风扇旁通流路径40，并且穿过风扇可变面积喷嘴(VAFN) 42从发动机10排出，风扇可变面积喷嘴42在风扇部段20下游的风扇机舱34的风扇机舱端部节段34S处限定了风扇机舱34和核心机舱12之间的风扇喷嘴出口面积44。
[0025]推力是密度、速度和面积的函数。这些参数中的一个或更多个能够被操纵以改变由旁通流B提供的推力的量和方向。可变面积风扇喷嘴(“VAFN”)42响应于控制器C而操作以有效地改变风扇喷嘴出口面积44的面积，以便选择性地调节旁通流B的压力比。低压力比涡轮风扇出于其高推进效率而是合乎期望的。然而，低压力比风扇在低功率和低飞行速度处可能固有地易于受到风扇稳定性/颤振问题。VAFN42允许发动机在低功率处改变到更加有利的风扇操作线，避免不稳定性区域，并且仍然提供对于在巡航时获得高效率风扇操作线而言必要的相对较小的喷嘴面积。
[0026]由于高旁通比，旁通流B提供了显著量的推力。发动机10的风扇部段20可以包括二十(20 )个或更少个风扇叶片20B，该风扇部段20被设计成用于特别飞行条件一典型地以大约0.8马赫和大约35，000英尺巡航。0.8马赫和35，000英尺的飞行条件，其中发动机处于其最佳燃料消耗处，一也被称为“稳定巡航推力燃料消耗率(bucket cruise ThrustSpecific Fuel Consumption, ‘TSFC’)” 一是正在燃烧的燃料磅质量(lbm)除以发动机在该最低点处产生的磅推力(Ibf)的工业标准参数。“低风扇压力比”是在不具有风扇出口导叶(“FEGV”)系统36时单独越过风扇叶片的压力比。如根据一个非限制实施方式在本文所公开的，低风扇压力比小于大约1.45。“低校正风扇叶尖速度”是以英尺/秒计的实际风扇叶尖速度除以[(Tiw deg R) / 518.7) Λ0.5]的工业标准温度校正。如根据一个非限制实施方式在本文所公开的，“低校正风扇叶尖速度”小于大约1150英尺/秒。
[0027]由于风扇部段20之内的风扇叶片20Β被高效地设计成处于用于高效巡航条件的特别的固定前伸角(stagger angle)处，VAFN42被操作以有效地改变风扇喷嘴出口面积44，以便调节风扇旁通空气流，使得风扇叶片上的迎角或入射角被保持成接近于用于其他飞行条件(例如降落和起飞)下的高效发动机操作的设计入射角，以便由此关于性能和其他操作参数(例如噪声水平)提供在飞行条件范围上的经优化的发动机操作。
[0028]VAFN42被分离为限定在吊架P和下B1-Fi分流器L之间的至少两个扇区42A-42B(图1B)，该下B1-Fi分流器L典型地使较大直径的风扇导管逆向整流罩和较小直径的核心整流罩互相连接(图1C和1D)。至少两个扇区42A-42B的每一个可独立地调节以非对称地改变风扇喷嘴出口面积44，以便生成矢量推力。应当理解，尽管示出了两个节段，但是可以替代地或附加地提供任何数量的节段。
[0029]在操作中，VAFN42与控制器C或类似物通信，以便以对称和非对称方式调节风扇喷嘴出口面积44。包括发动机控制器或航空器飞行控制系统的其他控制系统也可以与本发明一起使用。通过对称地调节VAFN42的整个周界，其中，所有扇区均匀地移动，推力效率和燃料经济性在每个飞行条件期间被最大化。通过单独地调节VAFN42的圆周扇区42A-42B以提供非对称的风扇喷嘴出口面积44，发动机旁通流被选择性地矢量化，以便例如仅仅提供配平平衡或推力受控的操纵增强地面操作或短场性能。
[0030]VAFN42通常包括辅助端口组件50，其具有第一风扇机舱部段52和相对于第一风扇机舱部段52可移动地安装的第二风扇机舱部段54。第二风扇机舱部段54沿着发动机轴线A相对于固定的第一风扇机舱部段52轴向地滑动，以便改变风扇喷嘴出口面积44的有效面积。第二风扇机舱部段54响应于致动器58 (示意性地示出)在轨道整流片罩56A、56B(在图1C和ID中示意性地示出)上向尾部滑动。轨道整流片罩56A、56B邻近于相应的吊架P和下B1-Fi分流器L从第一风扇机舱部段52延伸(图1D)。
[0031 ] VAFN42在特别飞行条件期间改变旁通流路径40的物理面积和几何结构。通过使第二风扇机舱部段54相对于第一风扇机舱部段52在闭合位置(图2A)和打开位置(图2B)之间滑动，旁通流B被有效地改变。通过将第二风扇机舱部段54定位为与第一风扇机舱部段52在一直线以将风扇喷嘴出口面积44限定为出口面积H)，辅助端口组件50被闭合(图2A)。
[0032]通过使第二风扇机舱部段54沿着轨道整流片罩56A、56B远离第一风扇机舱部段52向尾部移动以打开辅助端口 60，VAFN42被打开，辅助端口 60在打开的第二风扇机舱部段54相对于第一风扇机舱部段52之间延伸以基本上提供增大的风扇喷嘴出口面积44的出口面积Fl。也就是说，利用端口 60的出口面积Fl大于出口面积H)(图2B)。
[0033]在一个公开的实施方式中，辅助端口 60被结合到高旁通比商业涡轮风扇发动机的排气系统内，在风扇出口导叶(FEGV)尾部的旁通导管之内(图2A、2B)。辅助端口 60位于旁通导管外壁的尾部部段中。
[0034]参照图3，旁通导管面积分布、有效面积增加对平移(图4)、面积分布(图5)以及辅助端口 60的位置(图6A)和壁曲率(图6B-6C)被调整以提供适当流场，其允许辅助端口 60获得所需要的额外有效出口面积。由于平移，辅助端口 60将会基本上使有效面积增益加倍。辅助端口 60提供相对低重量的方法，该方法提供增大的出口面积以控制风扇操作线而不引起高的系统损耗或不可接受的航空器安装问题。通过调整旁通导管面积分布和外壁曲率，在辅助端口 60的冲程达到其有效面积增加极限之前实现了所期望的最大有效面积增加。
[0035]辅助端口出口平面44B (被定义为静止部段的后缘和移动部段的前缘之间的平面)最初具有开口，其中，出口平面法线矢量是几乎轴向的，但是当冲程增加时，法线矢量变得更加倾斜并且接近几乎径向的矢量。出口平面法线一经变成几乎径向，则已经达到了最大辅助端口有效性。一旦达到了该点，则有效面积对平移的比率从“良好设计的端口 ”的陡坡变成“仅仅主喷嘴”的平缓比率，因为将会由于核心机舱12的向内斜坡而通过主喷嘴44A提供额外面积。良好设计的辅助端口喷嘴将会在达到端口有效性极限之前实现大约+25%的有效面积。也就是说，存在冲程的有限范围，其中，辅助端口使额外有效性的比率加倍。在该范围之外，额外有效性的比率可相当于不具有辅助端口的平移喷嘴。或者换句话说，辅助端口缩短了对于纯平移喷嘴实现期望有效面积所必须的冲程。
[0036]参照图5,辅助端口 60处的横截面面积大于VAFN42的最大需要有效面积,并且旁通导管面积分布被调整以确保辅助端口 60前方的导管横截面面积大于端口开口横截面面积。这避免了上游内部横截面变成控制流面积(即，小于出口面积)的情况，该情况能够导致操作极限和结构问题。
[0037]参照图6A，在所公开实施方式中的辅助端口 60定位为不比0.1 DEL_X/L_DUCT更向前，0.1 DEL_X/L_DUCT是从第二风扇机舱部段54限定的环形风扇旁通流路径40的最大半径Rmax处的点D限定。Rmax被限定为通过点D并且垂直于发动机轴线A。当第二风扇机舱部段54处于闭合位置时，所公开的非限制实施方式中的点D位于第二风扇机舱部段54的内壁表面541上。DEL_X是从Rmax到辅助端口 60的最前点的轴向距离。L_DUCT是环形风扇旁通流路径40的总轴向长度。平均端口线和风扇导管外壁之间的角度是相对低的，以提供运转良好的低损耗出口流。在所公开的实施方式中，相对于风扇旁通导管OD的壁的辅助端口 60的进入角(Thetajn)小于20度(图6B)，而外VAFN表面具有R_ARC/CH0RD>0.7，其中，R_ARC是从发动机轴线A到第二风扇机舱部段54的径向外壁表面540的径向距离，并且CHORD是第二风扇机舱部段54的弦长(图6C)。辅助端口 60附近的外壁表面540的曲率促使流穿过辅助端口 60。在一个公开的实施方式中，对于获得额外20%有效出口面积而言必要的第二风扇机舱部段54的冲程是大约8.4英寸。
[0038]在操作中，VAFN42与控制器C通信以相对于辅助端口组件50的第一风扇机舱部段52移动第二风扇机舱部段54，以便有效地改变由风扇喷嘴出口面积44限定的面积。包括发动机控制器或航空器飞行控制系统的各种控制系统也可以与本发明一起使用。通过调节第二风扇机舱部段54的整个周界的轴向位置，其中，所有扇区同时移动，通过改变风扇喷嘴出口面积，发动机推力和燃料经济性在每个飞行状态期间被最大化。通过单独地调节第二风扇机舱部段54的扇区以提供非对称的风扇喷嘴出口面积44，发动机旁通流被选择性地矢量化，以便例如仅仅提供配平平衡、推力受控的操纵、增强的地面操作和短场性能。
[0039]前面的描述是示例性的而非由其内的限制因素所限定。考虑到上面的教导，本发明的许多修改和变型是可能的。本发明的优选实施方式已经被公开，然而，本领域普通技术人员将会意识到，某些修改将会落在本发明的范围之内。因此，应当理解的是，在所附权利要求的范围之内，本发明可以以与所特别描述的不同的方式实践。出于该原因，所附权利要求应当被研究以确定本发明的真实范围和内容。
【权利要求】
1.一种燃气涡轮发动机，包括: 核心机舱，所述核心机舱围绕发动机中心线轴线被限定； 风扇部段，所述风扇部段具有二十(20)个或更少个风扇叶片； 风扇机舱，所述风扇机舱至少部分地围绕所述风扇部段和所述核心机舱被安装，以限定用于风扇旁通空气流的风扇旁通流路径，所述风扇旁通空气流在发动机操作期间具有所述风扇旁通空气流的风扇压力比，所述风扇压力比小于大约1.45。
2.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括风扇可变面积喷嘴，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱移动，以改变风扇喷嘴出口面积。
3.根据权利要求2所述的发动机，进一步包括控制器，所述控制器能够操作以在巡航飞行条件下减小所述风扇喷嘴出口面积。
4.根据权利要求2所述的发动机，其中，所述控制器能够操作以控制所述风扇喷嘴出口面积，以便降低风扇不稳定性。
5.根据权利要求2所述的发动机，其中，所述风扇可变面积喷嘴限定了所述风扇机舱的后缘。
6.根据权利要求2所述的发动机，其中，所述风扇可变面积喷嘴能够相对于所述风扇机舱轴向地移动。
7.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇部段。
8.根据权利要求7所述的发动机，其中，所述风扇部段将校正风扇叶尖速度限定为小于大约1150英尺/秒。
9.根据权利要求7所述的发动机，其中，所述核心发动机包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于大约五(5)的低压涡轮机压力比。
10.根据权利要求7所述的发动机，其中，所述核心发动机包括低压涡轮机，所述低压涡轮机限定了大于五(5)的低压涡轮机压力比。
11.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的所述风扇部段，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.3的齿轮减速比。
12.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的所述风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于大约2.5的齿轮减速比。
13.根据权利要求1所述的发动机，进一步包括齿轮系统，所述齿轮系统由所述核心机舱之内的核心发动机驱动，以便驱动所述风扇机舱之内的所述风扇，所述齿轮系统限定了大于或等于2.5的齿轮减速比。
14.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述风扇旁通空气流将旁通比限定为大于大约六(6)。
15.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述风扇旁通空气流将旁通比限定为大于大约十(10)。
16.根据权利要求1所述的发动机，其中，所述风扇旁通空气流将旁通比限定为大于十(10)。
【文档编号】F02K3/075GK104011361SQ201280065355
【公开日】2014年8月27日 申请日期:2012年12月28日 优先权日:2011年12月30日
【发明者】G.A.科伦伯格, S.P.扎莫拉, F.M.施瓦斯 申请人:联合工艺公司