用于控制涡轮转子的叶片尖端处的间隙的方法和系统

摘要

本发明涉及一种用于控制飞机气体-涡轮引擎的移动叶片的尖端与围绕所述叶片的外壳体的涡轮罩之间的间隙(38)的系统，该方法包括：根据引擎的运转速度，控制位于通到该引擎的压缩机的级，并引入位于涡轮罩外表面附近并被供应以仅来自所述压缩机级的空气的控制室的空气管中的阀。此阀在对应于由所述引擎推进的飞机的起飞和爬升阶段的高速运转阶段(TO+CL)过程中和在对应于所述飞机的巡航阶段的高速阶段后的额定速度阶段(CR)过程中，该阀被打开以冷却所述涡轮罩。本发明还涉及一种实施此方法的系统。

说明书

技术领域

本发明涉及用于飞机气体-涡轮引擎的涡轮机涡轮的通常领域。其更具 体涉及在一方面，涡轮转子的移动叶片的尖端，与另一方面，包围叶片的外 壳的涡轮罩之间的间隙的控制。

背景技术

为了提高涡轮的性能，将存在于涡轮叶片尖端与围绕叶片的罩之间的间 隙尽可能减到最小为一已知的实践。此叶片尖端间隙取决于旋转部分(构成 叶片转子的盘和叶片)与固定部分(外壳，包括作为其一部分的涡轮罩)之 间的尺寸变化。这些尺寸变化均缘于热源(与叶片、盘和壳体的温度变化相 联系)和机械源(具体与施加在涡轮转子上的离心力相联系)。

为使此间隙最小，凭借主动控制系统是已知的实践。这些系统通常通过 将来自一压缩机和/或涡轮引擎的风扇的冷空气引到涡轮罩的外表面上而运 转。传送到涡轮罩的外表面上的冷空气具有冷却涡轮罩的外表面的效果，以 限制其热膨胀。这样的主动控制由例如涡轮引擎的全权控制系统(或 FADEC)所控制，并由其不同运转水平所决定。

文献EP 1,860,281描述了主动控制系统的一个例子，其中来自涡轮引擎 风扇的空气在巡航飞行阶段过程中冷却涡轮罩。然而，这样的系统具有不少 缺点，例如其在涡轮引擎的机舱内占用较大空间，强烈依赖其在存在于引擎 机舱内的气动热条件的效果，以及与来自不参与提供推力的风扇的气流的流 出相联系的性能损失。

另一主动控制系统包括在涡轮引擎的压缩机的两个不同阶段流出空气， 以及调节每个这些流出的流的传送，以控制引到涡轮罩外表面上的混合物的 温度。这样的系统尽管有效，但其显现出采用复杂和大体积的阀以调节冷却 气流的缺点。特别是，对于应用到较小涡轮引擎的情况，使用这样的阀在质 量(mass)和成本方面都不是很理想。

发明内容

因此，本发明的主要目的是克服上述缺点，提供一种在质量和成本方面 要求最低的主动控制方案。

此目的通过用于控制飞机气体-涡轮引擎的涡轮转子的移动叶片的尖端 与叶片周围的外壳的涡轮罩之间的间隙的方法来实现，该方法包括根据引擎 的运转速度，控制位于通到该引擎的压缩机级并引入位于涡轮罩外表面附近 的一控制室的一空气管中的阀，所述控制室被供应以仅来自所述压缩机级的 空气。根据本发明，在对应于由引擎所推进的飞机的起飞和爬升阶段的高速 运转阶段过程中和在对应于所述飞机的巡航阶段的高速阶段后的额定速度 阶段过程中，该阀被打开以冷却外壳的涡轮罩。

相关地，本发明提供一种用于控制飞机气体涡轮引擎的涡轮转子的叶片 尖端和围绕叶片的外壳体的涡轮罩之间的间隙的系统，该系统包括一空气 管，该空气管设计为在引擎的压缩机级打开，并通向一控制室，该控制室定 位为围绕涡轮罩的外表面，并被供应以仅由所述压缩机级流出的空气，一位 于所述空气管中的阀，和一电路，该电路能够控制所述阀，以在对应于由引 擎所推进的飞机的起飞和爬升阶段的高速运转阶段过程中和在对应于所述 飞机的巡航阶段的高速阶段后的额定速度阶段过程中将其打开。

在高速阶段，其意味着大于涡轮引擎的额定速度阶段的速度阶段。在一 飞机涡轮引擎中，额定速度阶段是飞行巡航阶段，在飞行的大部分时间将选 择该阶段，而高速阶段是高于该飞行巡航阶段的阶段，特别用于飞机的起飞 和爬升阶段。

本发明的不寻常之处特别在于，其在压缩机处使用一单独的空气栓，其 保证有足够的压力差以确保冷空气传送到涡轮罩(该控制室仅展示单一的和 唯一的空气供应源)。另外，在压缩机处流出的此空气仅传送到该控制室中， 并不供应给该引擎的任何其他部件。而且，当该阀被关闭时，没有空气真正 从压缩机流出，这限制其内的压头损失。以这种方式可将引擎中的气管和气 栓减到最小，并使用可能的最简单的阀(在结构和控制方面)。其结果是具 有较小质量的低成本控制系统。

优选地，该阀在额定速度阶段后并对应于飞机着陆前的接近阶段的飞行 怠速阶段过程中关闭。

同样优选地，该阀在额定速度阶段前并对应于起飞前的飞机滑行阶段的 地面怠速阶段过程中关闭。

涡轮机的该怠速阶段是一低于涡轮机额定速度阶段的水平。在飞机气体 涡轮引擎中，怠速阶段因而是低于飞行巡航阶段的阶段。

有利地，空气传送至涡轮罩的外表面在高速阶段与额定速度阶段之间转 换过程中逐渐减小。在可变位置阀的情况下，空气传送的此种渐减可通过逐 渐关闭该阀而获得。在双位阀的情况下，该空气传送的渐减可通过改变该阀 的打开和关闭阶段来获得。

本发明还提供一种具有前面所限定的间隙控制系统的飞机气体涡轮引 擎。

附图说明

参照附图，通过以下描述本发明的其他特征和优点将呈现，所述附图图 示出并非限定性的本发明的实施例。其中：

图1是配备有根据本发明的控制系统的气体涡轮航空引擎的示意性纵 向截面图；

图2是图1中引擎的放大图，具体显示其高压涡轮；

图3显示一组曲线，所述曲线图示出在气体涡轮航空引擎中运转水平的 一个变化转子与定子的径向尺寸的对应变化；以及

图4A-4C显示表示用于根据本发明的控制系统一实施例中的双位阀的 控制的例子的曲线。

具体实施方式

图1示意性地显示该旁路的双轴型涡轮喷气发动机10，本发明特别应 用于该类型。当然，本发明也不限于此特别类型的气体涡轮航空引擎。

众所周知，该具有纵轴X-X的涡轮喷气发动机10具体包括一风扇12， 该风扇将空气流传送到主流道14中和与该主流道同轴的次流道16中。沿穿 过主流道14的气流流动方向从上游到下游，该主流道14包括低压压缩机 18、高压压缩机20、燃烧室22、高压涡轮24和低压涡轮26。

在图2中更精确地显示，涡轮喷气发动机的高压涡轮包括一转子，该转 子包括盘28，在该盘28上安装有多个移动叶片30，所述叶片位于主流道 14中。该转子由涡轮壳体32所包围，该涡轮壳体32包括涡轮罩34，涡轮 罩34通过安装托架37由外涡轮壳体36所承载。

涡轮罩34可由多个相邻的节形成。在内侧，其配备有耐磨材料的层34a， 并围绕该转子的叶片30，留下与它们尖端30a的间隙38。

根据本发明，提供一系统，其可通过以可控的方式减小外涡轮壳体36 的内直径来控制间隙38。

为此，一控制室40设置在涡轮壳体36周围。此室利用一空气管42来 接收冷空气，该空气管42在其上游端(例如利用本身已知因此未在图中显 示的通气口)通到在高压压缩机20的一个级处的主流的通道内。特别是， 该控制室仅通过此在压缩机处的单一龙头(无供应该室的其他空气源)来供 应以空气。

在空气管42中循环的冷空气(利用例如控制室40壁上的多个通孔)完 全流出到外涡轮壳体36上，使其冷却，因而减小其内直径。特别是，在高 压压缩机级流出的空气并不提供给除了该控制室以外的任何其他部件。

如图1中所示，阀44设置在空气管42中。此阀由取决于该涡轮喷气发 动机的运转水平的涡轮喷气发动机的全权控制系统(或FADEC)46所控制。

通过控制作为飞机不同飞行阶段的函数的阀44，可在该任务过程中改 变外涡轮壳体36的内直径-并因此改变所述涡轮罩34的内直径-从而控制涡 轮罩与高压涡轮转子的叶片30的尖端之间的间隙。

图3显示通过根据本发明的控制系统和方法所获得的在飞机的典型任 务过程中间隙38的变化。

在此图中显示了不同的曲线，即曲线100图示该涡轮喷气发动机的高压 轴的旋转速度，曲线200图示高压涡轮转子(盘28和叶片30)的外直径， 曲线300图示由根据本发明的控制系统所控制的高压涡轮的定子(外涡轮壳 体36和涡轮罩23)的内直径，曲线300a(虚线)图示无控制下的定子的内 直径。

这些不同曲线根据表示一典型任务的涡轮喷气发动机的运转的不同阶 段而显示，所述不同阶段即：地面怠速阶段GI(对应于起飞前飞机的滑行 阶段)，随后是高速阶段TO+CL(对应于飞机的起飞和爬升阶段)，随后 是额定速度阶段CR(对应于飞机的巡航阶段)，随后是飞行怠速阶段FI(对 应于着陆前飞机的接近)，随后是反向推力阶段REV(对应于在地面飞机 的制动)，随后是另一个地面怠速阶段GI。

如曲线100所示，应注意到，高速阶段TO+CL在比涡轮喷气发动机的 额定速度(CR阶段)更高的速度下发生。怠速阶段(地面和飞行)在比涡 轮喷气发动机的额定速度更低的速度下发生，飞行怠速阶段FI具有同样低 于地面怠速阶段GI的速度的速度。还应注意到，额定速度阶段CR在该任 务的较大部分过程中被采用。

根据本发明对阀44的控制如下：

-在地面怠速阶段GI过程中，该阀关闭，定子的内直径大致保持不变。 在GI阶段与TO+CL阶段之间的转换阶段过程中，该阀仍然关闭，该定子 在主流的通道中的热空气的影响下自由膨胀。在此相同转换阶段过程中，应 注意到，在离心力的影响下，转子开始机械地膨胀。

-在高速TO+CL阶段过程中，阀44打开，这冷却该定子并因此减小其 内直径。所述间隙较小，与缺乏控制的情况对比被显著地减小。其结果是在 此阶段性能显著增加。应更精确地注意到，该阀的打开在窄点经过后发生， 即一旦到达转子的机械膨胀阶段与转子的热膨胀之间的转换点时发生。

-在额定速度阶段CR过程中，阀44保持打开以冷却该定子，从而获 得一较小的间隙，这对于引擎的性能有好处。

应注意到，在TO+CL阶段末端，在向额定速度阶段CR转换的过程中， 空气向定子的传送逐渐减小。还应注意到，在CR阶段过程中，此相同的空 气传送取决于飞行高度而可更大或更小。获得空气传输减小的不同方法将在 下文中结合图4更详细地描述。

-在飞行怠速阶段FI过程中，阀44再次关闭，以使定子在流动于主流 的通道中的热空气的影响下自由地膨胀。在飞机着陆前的接近阶段过程中， 该间隙打开，以准备要求飞机再次起飞(因而恢复高速)的意外情况。

-最后，在反向推力阶段REV和地面怠速阶段GI的过程中，阀44保 持关闭。

可使用不同的阀结构，以实现这样的间隙控制。该阀44可以是传送受 控型(在FADEC控制下)，这有利于控制向定子的空气传送，特别是在 TO+CL阶段末端和在CR阶段中。

然而，处于成本和可靠性的原因，采用双位型的阀是有利的。为了获得 对采用这种类型的阀所进行的空气朝向定子传输的调节，可改变该阀的打开 和关闭阶段。

图4A和4C显示可用这种双位阀类型的控制所获得的不同传送。在这 些图中显示了矩形波信号，其纵坐标表示波的位置(0＝阀打开，1＝阀关闭)， 横坐标表示时间t。曲线Ca-Cc表示取决于阀的不同打开时间而由该阀所供 应的平均空气传输：阀(在各打开周期)打开得越长，则由该阀所供应的平 均空气传输越高(以及相反地)。

以此方式，可以理解，一方面，通过操作阀的打开频率，另一方面，通 过操作阀的轮转打开/关闭比率，可获得空气朝向定子的平均传输的变化。

不同的双位型阀结构对本领域技术人员来说是众所周知的，因此在此不 作描述。优选地，可选择电控阀，其在缺乏电能供应的情况下将保持在关闭 位置(因而在控制失效的情况下确保阀保持关闭)。