具有优化的空气动力学性能的引导组件

摘要

本发明涉及一种涡轮发动机空气流引导组件，该空气流引导组件包括：结构臂(30)；和在结构臂的下表面上的引导叶片(21)，引导叶片包括前缘(22)、后缘(23)和脊线(24)，所述叶片和臂围绕涡轮发动机的轴线(X‑X)径向地延伸并在其间限定出空气流通道。结构臂(30)包括：上游端部(31)，该上游端部具有引导叶片轮廓(21)并包括与叶片的前缘对齐的前缘(32)；以及位于臂的下表面上的肩部(35)，该肩部限定出通道中的颈部。该组件的特征在于，在颈部处的通道的截面的面积(A颈部)是前缘处的通道的截面的面积(A入口)的0.7倍至0.9倍。

权利要求

1.一种涡轮发动机空气流引导组件，包括：

-结构臂(30)；和

-至少一个引导叶片(21)，该至少一个引导叶片(21)处于所述结构臂(30)的下表面处，并包括前缘(22)、后缘(23)和在所述前缘与所述后缘之间延伸的脊线(24)，其中，所述引导叶片和所述结构臂围绕所述涡轮发动机的轴线(X-X)径向地延伸并且在所述引导叶片和所述结构臂之间限定出空气流通道，并且所述结构臂(30)包括：

-关于通道中空气流方向的上游端部(31)，该上游端部(31)具有引导叶片(21)轮廓并包括与所述引导叶片的前缘(22)对齐的前缘(32)，和-处于所述结构臂(30)的下表面处的肩部(35)，该肩部(35)限定出所述通道中的喉部，所述通道在所述喉部的上游逐渐减小并在所述喉部的下游逐渐增大，其特征在于，所述喉部处的所述通道的截面的面积(A喉部)介于所述引导叶片(21)的前缘(22)和所述结构臂(30)的前缘(32)处的所述通道的截面的面积(A入口)的0.7倍至0.9倍之间。

2.根据权利要求1所述的涡轮发动机空气流引导组件，其中，所述喉部处的所述通道的截面的面积(A喉部)介于所述引导叶片(21)的前缘(22)和所述结构臂(30)的前缘(32)处的所述通道的截面的面积(A入口)的0.75倍至0.85倍之间。

3.根据权利要求2所述的涡轮发动机空气流引导组件，其中，所述喉部处的所述通道的截面的面积(A喉部)介于所述引导叶片(21)的前缘(22)和所述结构臂(30)的前缘(32)处的所述通道的截面的面积(A入口)的0.79倍至0.81倍之间。

4.根据前述权利要求中的一项所述的涡轮发动机空气流引导组件，其中，所述通道的喉部具有轴向位置x喉部，该轴向位置x喉部被限定为：x喉部＝x1/2emax±0.05c

其中，x1/2emax是所述结构臂的在下表面侧的最大厚度截面的轴向位置，c是所述引导叶片的轴向弦长的长度，并且所述结构臂的在下表面侧的最大厚度截面的轴向位置介于所述引导叶片的后缘的轴向位置与所述引导叶片的前缘的轴向位置之间。

5.一种涵道式涡轮发动机(1)，包括次要流引导件(20)和至少一个结构臂(30)，该次要流引导件(20)包括围绕所述涡轮发动机的轴线(X-X)径向地布置的多个引导叶片(21)，其特征在于，所述至少一个结构臂(30)和所述次要流引导件的引导叶片(21)形成根据前述权利要求中的一项所述的引导组件。

说明书

具有优化的空气动力学性能的引导组件

技术领域

[0001] 本发明涉及一种涡轮发动机空气流引导组件，该空气流引导组件包括引导叶片和一个或多个结构臂。本发明具体地应用于涵道式涡轮发动机。

背景技术

[0002] 用于航空推进的涵道式涡轮发动机在图1a中示出。涵道式涡轮发动机包括输送空气流的风扇10，空气流的被称为主要流Fp的中心部分被喷射到压缩机12中，压缩机12对驱动风扇的涡轮14进行供应。

[0003] 空气流的被称为次要流Fs的周边部分就其本身而言，在已经穿过布置在风扇下游的固定的叶片20环21之后被喷出到大气中以提供涡轮发动机1的推力的大部分。被称为引导件20(还已知为“出口引导叶片”的缩写OGV)的该环使得能够在风扇的出口处引导次要空气流，同时将损失限制到最大。

[0004] 结构臂30在同一幅图中示出，结构臂将中间壳体的套环16连接到中间壳体的毂部17，由此帮助将发动机轴18支撑和保持就位，并确保组件的结构强度。结构臂还具有允许运动传输的功能或者允许流体在涡轮发动机与涡轮发动机安装在其上的飞行器的其余部分之间传输的功能。为此，结构臂是中空的，并能够容纳管线、传动轴等。

[0005] 根据结构臂的功能和在涡轮发动机中的位置，存在多种类型的结构臂。

[0006] 例如，所谓的“主要”结构臂，其主要功能是将涡轮发动机支撑在飞机的机翼下面，“主要”结构臂被定位在“6点钟”和“12点钟”处，即相对于布置在水平地面上的飞机竖直地定位(与手表的指针的位置相比的术语)。

[0007] 所谓的“辅助”结构臂不具有支撑涡轮发动机的主要功能，而是通过中空以包含传动轴而实现功率传输。这些臂例如被定位在“8点钟”处，即相对于竖直方向倾斜地定位。

[0008] 所有类型的结构臂还被用于将功能件从涡轮发动机传输到飞机的其余部分，也就是例如油管线、燃料管线等。

[0009] 出于减小涡轮发动机的质量和提高其性能的目的，已经提出了将结构臂和次要流引导件的功能组合到单个部件中，这用于所有类型的结构臂。

[0010] 如图1b中所示，已经提出了所谓的“集成的”引导叶片，该引导叶片在这种特殊情况下由如上所述的辅助类型的结构臂形成，其上游部分被覆盖以具有引导叶片的空气动力学轮廓。

[0011] 因此，这种结构臂具有几何约束部分，这些几何约束部分是：

[0012] -上游端部部分31，其几何结构必须是引导叶片的几何结构，和

[0013] -用于传输功能件的中空区域34，该中空区域中布置有管线、传动轴等。该区域要考虑很大数量的功能件体积、操作和组装间隙、材料类型厚度等的约束，被称为“保留区域”，意味着其必须在结构臂的几何结构变化的情况下保持不变。

[0014] 遵从这些约束导致结构臂的几何结构的形成，该几何结构显著地阻挡了由位于臂两侧的引导叶片构成的空气流。

[0015] 具体地，臂的覆盖部分下游存在保留区域会在臂的下表面侧形成肩部35，该肩部阻挡位于臂的下表面与叶片21之间的空气流。

[0016] 如图1c中可看到的，在该空气流中的空气的流动之后强烈地加速，直到空气流在喉部到达超音速。亚音速流与超音速空气的气阱之间的突然转变可产生包括相当大的压头损失的冲击波O。

[0017] 此外，在这种几何结构下，还可以观察喉部下游的空气流的边界层的分离D，该分离同样产生压头损失并因此产生引导件中的性能损失。

[0018] 因此，存在校正由该几何结构导致的问题的需要。

发明内容

[0019] 本发明的目的在于通过提出一种空气流引导组件缓和现有技术的缺点，所提出的空气流引导组件具有与现有技术相比提高的空气动力学性能。

[0020] 本发明的一个目的是提出一种空气流引导组件，该空气流引导组件的几何结构消除了产生冲击波和空气流的边界层分离的风险。

[0021] 在这方面，本发明为其目的提出一种涡轮发动机空气流引导组件，该空气流引导组件包括：

[0022] -结构臂；和

[0023] -至少一个引导叶片，该至少一个引导叶片处于所述结构臂的下表面处，并包括前缘、后缘和在所述前缘与所述后缘之间延伸的脊线，

[0024] 其中，所述叶片和所述臂围绕涡轮发动机的轴线径向地延伸并且在它们之间限定出空气流通道，

[0025] 并且所述结构臂包括：

[0026] -关于通道中空气流方向的上游端部，该上游端部具有引导叶片轮廓并包括与所述叶片的前缘对齐的前缘，和

[0027] -处于所述臂的下表面处的肩部，该肩部限定出所述通道中的喉部，所述通道在所述喉部的上游逐渐减小并在所述喉部的下游逐渐增大，

[0028] 其特征在于，所述喉部处的所述通道的截面的面积介于所述叶片的前缘和所述臂的前缘处的所述通道的截面的面积的0.7倍至0.9倍之间。

[0029] -有利地但是选择性地，根据本发明的引导组件进一步包括下述特征中的至少一个：所述喉部处的所述通道的截面的面积介于所述叶片的前缘和所述臂的前缘处的所述通道的截面的面积的0.75倍至0.85倍之间。

[0030] -所述喉部处的所述通道的截面的面积介于所述叶片的前缘和所述臂的前缘处的所述通道的截面的面积的0.79倍至0.81倍之间。

[0031] -所述通道的喉部具有轴向位置x喉部，该轴向位置x喉部被限定为：

[0032] x喉部＝x1/2emax±0.05c

[0033] 其中，x1/2emax是所述臂的在下表面侧的最大厚度截面的轴向位置，c是所述引导叶片的轴向弦长的长度，

[0034] 并且所述臂的在下表面侧的最大厚度截面的轴向位置介于所述叶片的后缘的轴向位置与前缘的轴向位置之间。

[0035] 本发明为其目的还提出一种涵道式涡轮发动机，该涵道式涡轮发动机包括次要流引导件和至少一个结构臂，该次要流引导件包括围绕所述涡轮发动机的轴线径向地布置的多个叶片，其特征在于，所述至少一个结构臂和所述引导件的叶片形成根据上文所述的引导组件。

[0036] 所提出的空气流引导组件具有提高的空气动力学性能。

[0037] 所提出的在结构臂与引导叶片之间的空气流在所述喉部处的截面与在结构臂与引导叶片之间的空气流在叶片和臂的前缘处的截面之间的比例赋予叶片最优的脊线。

[0038] 实际上，对于较大的比例，引导叶片具有过大的弧度(cambrée)。其结果是流在喉部处具有相当大的截面，以及在喉部(如上所述，喉部使得空气流在穿过喉部时加速)之后，在喉部的下游具有潜在的冲击波和空气流边界层分离。

[0039] 对于较小的比例，引导叶片具有较小的弧度。其结果是流在喉部处具有较小的截面，且具有较小的空气流量。虽然这防止了冲击波的形成，但是在该流中空气流量的减小引起引导件中次要流的空气的全部流量的重新分布，这导致在引导件的上游延伸的静态压力畸变，从而不利地影响风扇的空气动力学和气动声学性能。

[0040] 因此，确定的比例被优化以避免冲击波和边界层分离现象，并最小化臂与引导叶片之间的流的流量的减小。

附图说明

[0041] 本发明的其他特征、目的和优点将通过下文的必须参照所附附图阅读的纯粹例示且非限制性的描述而显现，在所述附图中：

[0042] -已经描述过的图1a示意性地示出了涵道式涡轮发动机；

[0043] -已经描述过的图1b示出了组件的展开的示意图，该组件包括在两个次要流引导叶片之间的结构臂；

[0044] -已经描述过的图1c示出了过大弧度的结构臂的下表面侧上的引导叶片的空气动力学效应；

[0045] -图2a示出了根据本发明的实施例的空气流引导组件；

[0046] -图2b示意性地例示出根据本发明的实施例的涡轮发动机。

具体实施方式

[0047] 参照图2b，涵道式涡轮发动机1被示出为如上所述地包括风扇10和OGV类型的引导件20，以便引导源自风扇10的次要流FR。

[0048] 引导件包括围绕环(未示出)规则地分布的多个叶片21，所述环定心在涡轮发动机的轴线X-X上，轴线X-X对应于发动机轴的轴线。

[0049] 此外，涡轮发动机1包括至少一个结构臂30，在下文中将更加详细地描述该至少一个结构臂。

[0050] 包括结构臂30和在臂的下表面侧邻近所述臂的引导件20的叶片21的每个组件被称为空气流引导组件，并且在图2a中更加详细地示出。

[0051] 叶片21和结构臂30围绕涡轮发动机的轴线X-X径向地延伸，图2a是被叶片21和臂30覆盖的环绕轴线X-X的斜剖面的展开的视图。叶片21和结构臂30在它们之间限定出次要流的空气流通道。

[0052] 叶片21常规地包括前缘22、后缘23和从前缘延伸到后缘的脊线24，脊线是叶片的下表面与上表面之间的中间线。

[0053] 此外，在脊线的每个点处，由脊线在该点处的切线与涡轮发动机的轴线X-X之间形成的角度限定出外倾角，该外倾角由α表示。

[0054] 叶片21优选地被形成为在其前缘处具有非零角α。

[0055] 结构臂30为“集成的引导叶片”类型，即结构臂30包括上游端部部分31，该上游端部部分31具有引导叶片的轮廓。

[0056] 具体地，上游端部部分31具有与引导件20的叶片21的前缘对齐的前缘32，即关于轴线X-X在同一水平面处，并且至少在其前缘处具有与引导件20的叶片21相同的厚度和相同的外倾角。

[0057] 结构臂30还包括下游部分33，该下游部分33牢固地附接到上游端部部分31并且紧邻上游端部部分31。

[0058] 结构臂30有利地是辅助类型的，意味着其主要功能是将功率从涡轮发动机传递到飞机的其余部分。

[0059] 为此，为了支撑该功率传输所需的负载，下游部分33的邻近部分31的壁有利地通过铸造来加工。另外，下游部分33包括专用于插入功能件的被称为保留区域的中空区域34，如果需要的话，功能件具体地为一个或多个传动轴和管线、连接件等。

[0060] 因此，结构臂的上游部分31形成涡轮发动机的引导件20的叶片21中的一个。如果涡轮发动机包括围绕轴线X-X分布的多个相同的结构臂30，则其有利地包括与图2a同样数量的引导组件，每个引导组件包括结构臂和在结构臂的下表面侧邻近结构臂的引导件的叶片。

[0061] 返回图2a，成型的上游端部部分31和中空区域34之间的汇合处在结构臂30的下表面侧形成肩部35，该肩部35减小了在臂30与叶片21之间延伸的通道的截面。所说的截面是被叶片21和臂30覆盖的围绕轴线X-X的斜剖面(secteur d’angle)的展开的截面，即由在叶片21与臂30之间延伸的通道和具有轴线X-X的圆筒体之间的交叉面形成的二维区域，所述圆筒体具有均等的半径，该半径介于叶片根部的半径与叶片尖端的半径之间，优选地介于叶片和臂的径向高度的5％和95％之间，于是所述交叉面(intersection)展开。

[0062] 臂30的横向于轴线X-X且在臂的下表面侧具有最大厚度的截面的轴向位置被表示为x1/2emax，在脊线与下表面侧的表面之间测量该厚度。臂的具有最大厚度的该截面产生于肩部35和中空区域34，该截面所位于的轴向位置介于叶片21的后缘23的轴向位置与前缘22的轴向位置之间。

[0063] 在数学上，如果轴线的原点(轴线位置x1/2emax关于该原点测量)被带回到叶片的前缘，则：

[0064] 0.0＜x1/2emax≤1.0c

[0065] 其中，c是叶片的轴向弦长，即沿着轴线X-X的方向在叶片的后缘和前缘之间测量的距离。

[0066] 臂30的几何结构在臂30与叶片21之间延伸的通道中限定出喉部，即通道的最小截面区域，在喉部的上游通道是逐渐减小的—具有关于空气流方向从上游到下游减小的截面，在喉部的下游通道是逐渐增大的—具有从上游到下游增大的截面。

[0067] 通道的喉部的轴向位置被表示为x喉部，喉部处的通道的截面面积被表示为A喉部，并且位于前缘22和32处的入口截面的面积表示为A入口。

[0068] 通道的截面面积被计算为在考虑的截面处在臂的下表面与叶片的上表面之间延伸的距离在围绕轴线X-X的径向方向上测量的通道的高度上的积分。

[0069] 发明人已经确定了，空气流引导组件的空气动力学性能取决于入口截面与喉部截面之间的通道的收缩程度。

[0070] 更精确地，为了避免冲击波和边界层分离现象，喉部处的通道的截面的面积A喉部与入口处的通道的截面的面积A入口之间的比例必须小于0.9。

[0071] 此外，为了避免与位于臂30和叶片21之间的通道中过低的流量相关的引导件20中的静态压力畸变，同一比例必须大于0.7。

[0072] 因此，其被记载为：

[0073]

[0074] 优选地，

[0075]

[0076] 更有利地，

[0077]

[0078] 实际上，发明人已经观察到，对于一些发动机来说该比例的最优值可以是0.8。

[0079] 此外，喉部的位置必须靠近在臂30的下表面侧的最大厚度截面的轴向位置，且更具体地：

[0080] x喉部＝x1/2emax±0.05c

[0081] 在引导臂30具有固定的几何结构的情况下，喉部的位置和喉部处的通道的截面面积允许确定叶片21的脊线并由此还允许确定叶片的几何结构。

[0082] 因此，提出了一种引导组件的构造，允许该组件的空气动力学性能的优化。