用于径流式涡轮,特别是用于辅助动力源涡轮的可变斜度喷嘴

摘要

本发明的目的是根据热力学循环的需要修改径流式涡轮的减小的流动入口，并提供喷嘴叶片的最大载荷区域中的密封件。为此，本发明提出叶片具有特定定位。根据一优选实施例，一涡轮引擎（7）的径流式涡轮的喷嘴围绕一中心轴（XX）旋转，并包括具有固定斜度叶片（2a）的第一环形列（G1）和具有相同数量可变斜度叶片（2b）的第二环形列（G2）。所述叶片（2a，2b）具有压力（Fi）和吸力（Fe）侧。各可变斜度叶片（2b）与杯（24a,24b）固定，并能够由控制装置（40）驱动围绕一连接所述杯（24a,24b）的中心（2A，2B）的几何轴线（R’R）旋转。各可变斜度叶片（2b）安装在距所述杯（24a,24b）的轴（R’R）一定距离之处，使所述旋转轴（R’R）位于所述叶片（2b）的吸力侧（Fe）的对面，并大致比所述叶片（2b）的前边缘（Ba）更靠近后边缘（Bf）。

说明书

技术领域

本发明涉及一种可变斜度径流式涡轮喷嘴，以及具体但不排他地涉及一 种用于涡轮轴引擎或辅助动力源涡轮的喷嘴。

背景技术

本发明的领域为涡轮引擎的涡轮中的气体分配领域，特别是，使流体流 动适合减小燃料消耗，特别是在部分载荷的情况下的特定燃料消耗（简写为 Cs），并改进引擎（具体为涡轮轴引擎或辅助动力单元（简写为APUs）的 操作性能。术语涡轮引擎指涡轮轴引擎，APU型的单元和涡轮增压器。

一APU为一能量源，其使得可例如起动飞机的主引擎，并提供非-推进 能（机舱增压能、电和/或液压能）。一些安全的APU还可在飞行中，在引 擎发生故障的情况下工作，以试图重起动该引擎和/或给设备提供能量。

一涡轮轴引擎或APU通常包括：单或双主轴，在其上一方面安装有压 缩机级（高-和低-压，下文中记作用于双轴的HP和LP，或一单轴引擎的仅 HP），另一方面安装涡轮（HP和LP或仅HP），以及LP动力涡轮安装于 其上的次轴。该动力涡轮由转子叶片盘和具有定子叶片或喷嘴的盘形成。所 述涡轮可以是径向的，具有向内的气流。在此情况下，定子叶片安装在转子 叶片的边缘上。该喷嘴使得可使用定子叶片，通过偏转来调节气流。

连接到燃烧室的压缩机和HP涡轮，形成气体发生器。在运转中，压缩 空气与燃料在燃烧室混合，导致燃烧。废气在HP涡轮（或HP和LP涡轮） 中部分膨胀，以驱动压缩机，随后经喷嘴进入动力涡轮。

该动力涡轮连接到用于设备（负载压缩机、燃料和液压泵、发电机和/ 或电起动机/发电机等）的直接驱动装置，或经具有转速适配的动力转换箱 连接。在负载压缩机的出口处或涡轮轴引擎压缩机出口处取得的空气可用于 机舱空气调节和/或用于主引擎空气起动。

固定几何形状的涡轮引擎具有在局部载荷下热效率差的缺点。实际上， 该引擎通常为在接近其机械和热极限的条件下的优化操作而设计。当其提供 的动力大大低于这些优化点时，压缩率和温度大大降低，通常压缩效率也降 低。这导致热效率比理论值差很多，因此比普通的特定消耗-即每动力单元 的燃料消耗差很多。

减轻此影响的一可能的方案是使用可变的几何形状。在此情况下，为了 减少穿过引擎的气流，同时不过分减小压缩率或燃烧温度，位于燃烧室的仅 下游的高压涡轮的传输部分，通过使用用于定子（称作涡轮中的喷嘴）的可 变斜度叶片而减少。

还可设想在民用飞机上，通过在空气排放口中安装涡轮而使用在加压机 舱中可用的压力能（为了乘客安全，机舱空气经常在超过外部环境压力的压 力下更新）。出口端口通常为可变截面阀，隶属于机舱压力控制系统。

这样的涡轮必须，如同常规阀门那样，能够确保与在机舱和外部之间的 压力差上由机舱压力控制系统产生的压力设定相符的可变的减小率（限定该 涡轮的膨胀率）。在此，再一次，由可变斜度喷嘴叶片管理的可变截面涡轮 喷嘴是一方案。

发明内容

本发明的目的是改进喷嘴的机械强度，和涡轮轴引擎的总效率。为此， 建议制造包括可变斜度叶片以调节和控制气体流速的喷嘴，可旋转各叶片至 一特定位置。为了改进喷嘴的性能，喷嘴叶片与它们的间隔系统之间的密封 件在喷嘴叶片的最大载荷的区域中产生。此密封件于是使得可限制最强区域 中的任何不想要的间隙。

更具体说，本发明涉及用于涡轮引擎的径流式涡轮喷嘴，围绕一中心轴 旋转，并包括固定叶片的第一环形列和具有相同数量可变斜度叶片的第二环 形列，所述叶片具有压力和吸力表面。在第二列中的各叶片与在面对叶片的 压力表面和吸力表面的叶片的各端部延伸的杯刚性连接，其能够通过斜度控 制装置围绕一连接所述杯的中心的中心几何轴旋转。每个这些叶片均具有用 于连接到压力表面和吸力表面的气流的后边缘和前边缘，各可变斜度叶片的 前边缘大致放置到固定叶片的尾迹中，以沿径向朝涡轮的中心旋转轴引导气 流是可能的和有利的。各可变斜度叶片安装在距杯的轴一定距离之处，使此 旋转轴面对叶片的压力表面，并大致比各叶片的前边缘更靠近后边缘。

在这些情况下，由于叶片的压力表面和吸力表面之间的最大压力的差， 叶片安装在杯上空气动力学载荷最大处。

气流的入射通过叶片斜度控制装置调整，以使该操作点所要求的气流可 与根据此要求进入涡轮的流相匹配。如此的调整毫无疑问导致被处于隔离的 涡轮的效率和性能的下降—由于匹配过程造成的减小—但其优化涡轮引擎 的热力学循环。在涡轮轴引擎的特殊情况下，特定的燃料消耗通过匹配流速 而减小。

根据具体实施例，各可变斜度叶片的前边缘具有大致大于所述后边缘厚 度的厚度，和为吸收由面对它的固定列叶片产生的空气尾迹而优化的空气动 力学弯曲形状。特别是，安装杯之间的可变斜度叶片的部分的平均厚度大致 小于位于前边缘侧上的叶片的剩余的厚度。而且，所述叶片在关于对应于 100%空气动力学流动区域的一基准位置的两极限位置之间枢转：切断气流 的关闭位置，对应于0%的基准流动区域，和最大打开气流的打开位置，对 应于150%的基准流动区域。

有利地，固定斜度叶片足够厚，以确保结构性载荷的通道。结构性载荷 的足够通道使得可限制杯与壳体之间的间隙和偏移，从而限制性能的退化。

附图说明

在参照附图阅读以下说明后，本发明的其他特征和优点将变得清楚，其 中：

图1为根据本发明的具有喷嘴的示例APU的局部轴向截面的示意图；

图2为具有安装在第一侧板上的喷嘴的涡轮的透视图；

图3a和3b为根据本发明的喷嘴的，沿其旋转轴在涡轮的旋转平面和纵 向平面中局部截面图；

图4为根据叶片的曲线横坐标的施加在吸力和压力表面上的静态图，和

图5为在旋转平面中在基准枢转位置和不同位置中的喷嘴叶片的视图。 具体实施方式

参见图1中的示意图，一示例性的APU1包括气体发生器10，气体发 生器10由离心式压缩机11、燃烧室12和涡轮13构成，该涡轮经围绕中心 轴线X’X的传动轴20驱动压缩机。离开燃烧室的气体在涡轮13中膨胀， 其还给设备提供能量。剩余气体随后经排气管30离开。

此能量经贯穿轴20传送至与所述轴20相连的附属齿轮箱3。附属齿轮 箱3通过适当的速度调节装置（小齿轮、减速齿轮等）驱动APU的动力设 备附件和满足飞机特定功能的辅助设备4：交流发电机、喷射器、燃料泵、 负载压缩机和液压泵等。

在工作中，节流调节器5调节来自空气入口6的气流F，该气流在压缩 机11中被压缩。压缩空气与燃料在安装到燃烧室12上的喷射器15中混合。 在涡轮13中膨胀后，气体G被喷射入排气管30。

在所示例中，动力涡轮13为一连接涡轮。在其他例中，动力涡轮可以 是自由涡轮或一些相连设备的另一涡轮，与附属齿轮箱3相连。

涡轮13在图2的透视图中更详细地显示。此内流涡轮包括可移动叶轮 22，该可移动叶轮22具有叶片23和安装到叶轮22的边缘上适当壳体上的 固定喷嘴7，仅壳体7a显示于此图2中（见图3b中的壳体7a和7b）。

径流式涡轮13具有蜗壳21—在图中可见一半-蜗壳—其直径在其入口 21a与其端部21b之间叶片23处减小。此蜗壳允许一将产生气流的切向部件， 这使得可限制由喷嘴产生的流动偏转以供应叶轮22。

根据本发明，该喷嘴7包括两列叶片，具有固定叶片2a的第一周边列 G1，用于保持壁平行，和具有可变方向叶片2b的第二列G2，用于调节流动 区域。气流随后驱动叶轮23旋转，轴20刚性地连接到叶轮22。

图3a和3b，在截面BB和AA中，显示列G1和G2，以及它们的固定 叶片2a和可变方向叶片2b，在分离两组装壳体7a和7b的空间中的组织。 固定叶片2a与壳体7a和7b刚性连接。它们的尺寸限定这些壳体之间的空 间“e”，换句话说，限定在平行壳体7a和7b之间的空间E的宽度。叶片 2a优选足够厚，以确保壳体7a和7b之间的结构性载荷的通道。

各叶片2b的端部与设置在形成于壳体7a和7b中的相对凹部25a和25b 中的圆形平行杯24a和24b刚性连接。叶片2b安装在与在杯24a和24b的 中心2A和2B穿过杯24a和24b的旋转几何轴线R’R相距一定距离之处。 所述杯在此垂直于各叶片2b的压力表面和吸力表面，Fi和Fe。

各叶片2b可通过用于控制叶片的可变斜度的装置40而围绕几何轴线 R’R被驱动旋转，特别是在飞机的瞬变阶段过程中。这些控制装置包括杆41， 该杆与杯24b刚性连接，并连接到与电动或电磁致动器42相连的机械构件 （臂、小齿轮、轴承）。可设置一用于所有叶片的单独致动器。

致动器由用于引擎控制的中央处理单元50驱动。该控制可以是数字的、 电子的或液压机械式的。由叶片2b的方向限定的气流的入射通过控制装置 40调节，以便可调节流速。在所示例中，一压力传感器45向中央处理单元 50提供数据，该中央处理单元50经控制装置40调节喷嘴7的叶片2b的打 开和关闭。

这些叶片2b中的每个均具有与叶片2b的表面Fi和Fe相连的用于气流 的后边缘Bf和前边缘Ba。第二列的各叶片2b的前边缘Ba大致位于第一列 的固定叶片2a的尾迹中，以沿径向朝涡轮22的中央旋转轴X’X引导气流。 固定叶片的尾迹对应于其在未受到干扰的流中离开的空气动力学痕迹。此尾 迹限定高干扰低速区域。

每个叶片2b均离开轴R’R并偏心地安装，使得旋转轴R’R面对叶片2b 的压力表面Fi，并大致比各叶片2b的前边缘Ba更靠近后边缘Bf。

在这些条件下，杯24a和24b定位在由于叶片的压力表面与吸力表面之 间的最大压力的差而造成空气动力学载荷最大的点。图4表示作为对应于叶 片2b的各表面Fi和Fe的曲线横坐标Ac的函数的静态压力Ps的变化。

最大压力变化因此位于阴影区域Z中，在位于由杯限定的空间“E”内 的叶片部分2p中，在叶片2b的后边缘侧Bf上。所述杯消除间隙的影响最 大的区域Z中的任何间隙。旋转轴R’R的位置的最优选择，朝后边缘Bf偏 移，使得可限制后边缘自身关于其位置相对于涡轮22的叶片23的前边缘的 空隙，同时限制被要求用来抵消与叶片相连的空气动力学转矩并因此优化空 气动力学的约束的吸收的机械转矩。

各叶片2b的前边缘Ba具有大致大于后边缘Bf的厚度，和为吸收由面 对它的固定列叶片所产生的空气尾迹而优化的空气动力学弯曲形状。特别 是，叶片的部分2p（图中的虚线）的平均厚度，在压力表面Fi的部分与吸 力表面Fe的部分之间，大致小于位于前边缘侧Ba上的叶片2b剩余部分的 厚度。

叶片2b的旋转有利地由两个极限位置之间的转动幅度所限制。图5显 示对应于100%空气动力学流动区域的基准位置2b_ref的极限位置2b_sup和2b₀。 极限位置2b₀对应于流动区域的完全关闭。位置2b_inf对应于一关闭位置，具 有70%的基准流动区域，满足低载荷要求。位置2b_sup对应于打开位置，具 有150%的基准流动区域，满足高载荷要求。

本发明不限于所描述和图示的例子。例如，可仅通过单独的或集中的机 械调节，或通过具有或不具有数字控制的电的或电子控制，来实现移动叶片 的间隔。