带有具有非均匀轮廓的入口的燃气涡轮引气布置的制作方法

1.本发明涉及一种在飞行器中使用的类型的燃气涡轮发动机。本发明特别但非排他地适用于商用飞行器。


背景技术：

2.传统燃气涡轮发动机包括进气口、一系列压缩机、燃烧器、涡轮和排气口。传统燃气涡轮发动机的操作本领域技术人员应理解，因此不详细描述。
3.本文所述的发明涉及一种布置，该布置能够减少/减弱能够导致发动机引气系统或其它空腔(诸如在一个示例中为集气室)的空气声-共振的流动现象。
4.共振对于旋转的涡轮机械可能是危险的，因为所产生的波动压力波可能导致发动机/组件故障。共振也可能产生噪音，但这是次要问题。
5.就该次要问题而言，飞行器噪音是飞行器设计的重要方面并且对飞行器制造商提出越来越多的要求，以减少噪音排放从而遵守机场日益增加的噪音限制和环境约束。如果可以减少或防止共振，则可以防止共振引起的相关联噪音。
6.为了防止压缩机在不同发动机操作条件下的失速，可以提供引气通道，通常是在低压/中压和高压压缩机之间的管道内。引气通道被布置成将空气从主(芯部)流动路径中释放出来，以便在某些操作条件下将空气从压缩机转移出来，并防止压缩机失速。这允许燃气涡轮发动机在宽范围的操作条件下继续操作。
7.通过引气通道释放的空气可以被连通到径向延伸的一个或多个腔室(每个腔室被称为引气集气室)中。每个集气室在空气释放到围绕发动机芯部的旁通管道中之前收集空气。每个集气室提供容积来接收已经从发动机芯部转移的空气。
8.然而，当通过引气通道释放的空气很少或没有时，穿过与引气通道的进口或入口相互作用的主流动路径的高速空气可能产生不稳定的流动现象，这可能在引气通道和/或引气集气室中引起不期望的空气-声学效应，其形式呈由于共振而产生的波动压力波。这些压力波可能损坏压缩机和其它结构。为了防止出现这些破坏性压力波，如本文所述的，发明人已经确立，可以有利地设计集气室的几何形状，使得集气室的空气-声学共振在发动机操作范围内不发生。
9.发明人已经设计了以方便的方式解决这些问题的一种修改的引气布置。


技术实现要素：

10.本文所述的发明的多个方面在所附权利要求中阐述。
11.从本文所述的发明的第一方面来看，提供了一种燃气涡轮发动机或发动机组件，其带有管道，该管道包括与用于从该管道释放空气的出口流体连通的至少一个大致径向延伸的引气通道，其中，引气通道具有入口，该入口与发动机的管道流体连通并且该入口被限定在沿穿过管道的空气流动方向测量的上游前缘与下游后缘之间，并且其中，入口的上游前缘或入口的下游后缘具有非均匀轮廓。
12.通过对其中空气流过发动机的管道中的引气开口的方式进行修改，发明人已经确立，可以避免噪音和潜在的损坏性振动。噪音和振动可能是由高速空气进入引气通道和/或穿过进口到达引气通道引起的。与直觉相反地，发明人已经确立，通过将通常形成发动机管道与引气通道的交叉部的光滑且均匀表面(即，入口到引气通道的周界或周边)替换为非光滑或非均匀表面，可以避免声共振。
13.具体地，通过向上游边缘(前缘)和/或下游边缘(后缘)提供不均匀或不光滑的表面，可以混合原本将会产生的涡流以避免共振发生。
14.术语“非均匀”有意指在形状上不平滑并且非均匀的表面，诸如形成到引气通道的传统的或现有的入口的传统直线或曲线。
15.非均匀表面使得涡流在关于空气流动方向的不同位置处从入口的边缘离开或脱落。
16.在燃气涡轮发动机中的传统引气布置中，由于引气通道入口中的剪切层的破裂与引气系统或空腔中的声驻波(或声响应)之间的相互作用而发生问题。在某些条件下，引气系统的声共振频率与引气通道入口处的剪切层中的自持剪切层不稳定性的天然频率相吻合。当这种情况发生时，引起的非稳态压力振荡会对周围的组件产生不利影响，诸如低压压缩机(lpc)转子级以及引气管路和阀。这些组件内的振动可能会损坏发动机及其操作。
17.非均匀轮廓可以选自各种外形或形状，每种都被布置成从该边缘释放或“跳脱(trip)”涡流。例如，锯齿(之字形或三角形)形状可以形成在引气通道入口的边缘上以产生以下表面，该表面在不同的位置处，更具体地是在沿空气流动方向离引气入口的后缘不同的距离处跳脱涡流。
18.换言之，非均匀轮廓具有比其它部分更下游(沿着管道测量)的其长度的一些部分(该长度在相对于空气流的垂直方向上测量)。有利地，这些部分可以交替，从而提供在边缘的进一步下游(在沿管道的流动方向上)的部分和进一步上游的一些部分(在沿管道的流动方向上)之间交替的交替轮廓。因而，可以实现正弦或之字形或甚至分形或随机边缘。
19.锯齿的目的是防止罗西特模式(rossiter modes)在主管道流与引气系统或空腔内的较慢流体之间的剪切层中的相干积累或滚积(roll-up)。如果剪切层不稳定性和相干积累被干扰，就去除了声共振的强迫机制。解决方案可以由狭槽前缘的锯齿组成，或者由入口前缘处的湍流发生器组成，其中所述锯齿会破坏罗西特模式的相干性，所述湍流发生器会影响剪切层的性质，使得罗西特频率从空腔共振频率移频。
20.后缘或前缘可以被修改以包括非均匀轮廓。例如，在一种布置中，入口的后缘可以包括大致均匀的轮廓并且入口的前缘可以包括非均匀轮廓。在另一布置中，入口的前缘可以包括大致均匀的轮廓并且入口的后缘可以包括非均匀轮廓。由此，可以优化涡流脱落，以降低剪切层不稳定性中相干性的风险。另外或可替选地，仅边缘的一部分可以具有非均匀轮廓。例如，后缘或前缘的一些部分可以具有本文所述的非均匀轮廓而其它部分可以是平滑的或均匀的。因而，可以针对每个发动机设计和操作参数来优化脱落性能。
21.应认识到，术语非均匀无意涵盖将不会影响空气流的微观或非常小的非均匀性。相反，非均匀是指足以影响涡流脱落的经修改的表面轮廓。
22.非均匀表面的形状或轮廓也可以根据发动机的操作参数选定。例如，前缘或后缘的非均匀轮廓可以呈起伏表面的形式，该起伏表面具有沿着穿过发动机的空气流动方向延
伸比其它部分更大距离的部分。
23.因而，在沿空气流动方向的不同位置处引起涡流脱落。通过在不同位置释放或脱落涡流，引起涡流以不太相干的方式而不是从通常的，例如，直线的或均匀的表面或边缘相互作用。随着涡流进入空气流，随后的相互作用引起涡流失去相干性，并且可以避免或消除任何天然频率。
24.在另一布置中，前缘或后缘的非均匀轮廓可以呈蜿蜒或正弦边缘或甚至分形或随机轮廓的形式。
25.在其中引气通道与集气室连通的示例中，共振由集气室复合，该集气室与引气通道流体连通并且经由引气通道入口接收来自管道的引气空气。集气室例如可以呈围绕发动机的中心部分的周向延伸腔室的形式。集气室可以另外是单个容积或者可以细分成多个个别的集气室。通过包含一个或多个延伸到集气室中的向外延伸的突起，可以减弱集气室中的声共振。
26.集气室内的这种向外延伸的突起可以呈凸形表面的形式，凸形表面延伸到对应的集气室中。
27.引气通道入口的前缘或后缘的非均匀轮廓或形状可以如上所述为任何合适的形状。
28.后缘锯齿的大小可以与罗西特模式涡流的大小有关。前缘锯齿或涡流发生器可能非常小以产生湍流，或与罗西特模式涡流大小相当(前缘与后缘之间距离的约5％至50％)。
29.实际上，如本文所述，前缘和/或后缘的非均匀部分或部有目的地或有意地被布置成在发动机内产生涡流。这本身是违反直觉的。
30.有利地，发明人已经确立，前缘(le)和后缘(te)的非均匀性或起伏可以具有的幅值为垂直地横跨与前缘和后缘紧邻的通路测量的管道高度的2％-20％(这在下文所述的图3a中以附图标记hc表示)。
31.此外，发明人还已经确立，前缘(le)和后缘(te)的非均匀性或起伏可以具有的幅值为通向引气通道的开口的长度(在沿着管道的流动方向上)的2％-50％。这在下文所述的图3b中以附图标记l表示。
32.还进一步地，发明人已经确立，非均匀性或起伏的波长(即，沿前缘/后缘测量的每单位长度的非均匀性的数量)也可以有利地为：(i)垂直地横跨与前缘和后缘紧邻的通路测量的管道高度(这在下文所述的图3a中以附图标记hc表示)的2％-20％(这在下文所述的图3a中以附图标记hc表示)；或者(ii)通向引气通道的开口的长度(在沿着管道的流动方向上)(这在下文所述的图3b中以附图标记l表示)的2％-50％。
33.在另一布置中，入口的前缘或后缘的一部分能够关于入口的相邻部分或多个部分移动。因而，前缘或后缘的非均匀部分的轮廓可以通过相对移动方便地改变或修改。这可以通过在管道的壁内的合适的致动器布置来实现。
34.另外或可替选地，入口的后缘的一部分可以设置有吸声材料。因而，撞击后缘的流动干扰可能被反射为声波，声波可以被吸收，以提高发动机的声学性能。在一个示例中，入口的后缘的一部分可以设置有多孔材料，诸如泡沫，或声学衬垫，诸如亥姆霍兹共振器。泡沫可以是半透性的多孔金属材料。
35.本领域技术人员应认识到，本文所述的组件位于燃气涡轮发动机的芯部周围，发
动机具有旋转主轴。因此，每个引气或空腔入口可以具有大致弓形形状并且与发动机的主轴同轴。
36.从另一方面看，提供了一种用于燃气涡轮发动机的中间压缩机结构，该中间压缩机结构包括允许空气离开压缩机结构的至少一个引气通道，该至少一个引气通道具有被限定在沿穿过发动机的空气流动方向测量的上游前缘与下游后缘之间的入口，并且其中，入口的上游前缘或入口的下游后缘具有非均匀轮廓。
37.这样的结构可以适于被定位在低压压缩机与高压压缩机之间的发动机构造内。
38.从又一方面看，提供了一种修改燃气涡轮发动机的方法，燃气涡轮发动机包括至少一个径向延伸的引气通道，至少一个引气通道具有上游入口和用于从通道释放空气的出口，其中，入口被限定在沿穿过发动机的空气流动方向测量的上游前缘与下游后缘之间，并且其中，方法包括改变入口的上游前缘或入口的下游后缘以便具有非均匀轮廓的步骤。
39.因而，传统燃气涡轮发动机可以被修改以并入本文所述的经修改的引气通道，同时保持其它发动机组件。
40.从另一方面看，提供了一种制造航空发动机的方法，该航空发动机包括至少一个径向延伸的引气通道，该至少一个引气通道具有上游入口和用于从通道释放空气的出口，其中，入口被限定在沿穿过发动机的空气流动方向测量的上游前缘与下游后缘之间，并且其中，方法包括改变入口的上游前缘或入口的下游后缘以便具有非均匀轮廓的步骤。
41.根据这样的方法，入口的上游前缘和/或入口的下游后缘可以改变，以包括在穿过发动机的管道的空气流动方向上起伏的或大致锯齿状的形状。此外，入口的后缘可以设置有如上文讨论的吸声表面。
附图说明
42.现在将仅通过示例的方式，参考附图描述本发明的多个方面，其中：
43.图1示出了包含引气系统的燃气涡轮发动机的截面图；
44.图2a示出了穿过航空发动机引气系统的截面图；
45.图2b和图2c示出了本发明对集气室和非集气室引气布置的应用；
46.图3a和图3b分别示出了穿过集气室和非集气室布置的截面图；
47.图4和图5示出了经修改的引气前缘布置；
48.图6示出了经修改的引气后缘布置；以及
49.图7a、图7b和图7c示出了起伏轮廓后缘的示例。
50.本说明书中对现有技术文献的任何引用都不应被认为是承认这样的现有技术是广为人知的或形成本领域公知知识的一部分。本说明书中使用的词语“包含
…”
、“含有
…”
和类似的词语，不应以排他性或穷举性意义来解释。换言之，它们意在意指“包括但不限于
…”
。参考以下示例进一步描述本发明。应明白，所要求保护的发明无意以任何方式受这些示例的限制。还应认识到，本发明不仅涵盖个别实施例而且涵盖本文所述实施例的组合。
51.呈现本文所述的各种实施例仅是为了帮助理解和教导所要求保护的特征。这些实施例仅作为实施例的代表性示例提供，并且不是穷举的和/或排他的。应理解，本文所述的优点、实施例、示例、功能、特征、结构和/或其它方面不应被认为是对权利要求所定义的本发明范围的限制或对权利要求的等效物的限制，并且在不偏离所要求保护的发明的精神和
范围的情况下，可以利用其它实施例并且可以做出修改。本发明的各种实施例可以适当地包括除了本文具体所述的那些之外的所公开的元件、组件、特征、部分、步骤、手段等，由其组成或大致由其组成。另外，本公开可以包括目前未要求保护但将来可能要求保护的其它发明。
52.虽然本发明容易有各种修改和替选形式，但是在附图中以示例的方式示出并且在本文中详细地描述了具体实施例。然而，应理解，附图和详细描述并不旨在将本发明限制于所公开的特定形式，相反，本发明涵盖落入所要求保护的发明的精神和范围内的所有修改、等效物和替选方式。
53.应认识到，本文所述的本发明的方面的特征可以方便地且可互换地以任何合适的组合使用。
具体实施方式
54.图1示出了包含大致以附图标记13示出的引气系统的燃气涡轮发动机1的截面图。
55.引气系统可以可选地包括本文所述的集气室，或者可以可替选地呈通道形式以允许空气连通但没有集气室。本文所述的发明适用于具有和不具有集气室的引气布置。
56.本领域技术人员应理解燃气涡轮发动机的主要组件及其操作。概括地说，发动机1包括进气口2，该进气口2允许空气流入发动机到达位于发动机上游端的风扇3。所有组件都被容纳在机舱4内。
57.发动机包括风扇下游的旁通通路以及包含压缩机、燃烧器和涡轮的中央发动机芯部。发动机的芯部由第一低压压缩机5和第二高压压缩机6形成。也可能存在中间压缩机。这种多级压缩机布置将空气从环境压力和温度带到高温和高压。压缩空气然后被连通到燃烧室7，在其中喷射燃料并发生燃烧。
58.燃烧气体从燃烧室7的后部排出，并在通过芯部喷嘴11离开发动机后部之前首先冲击在高压涡轮9上，然后冲击在第二低压涡轮10上。来自发动机的推力由两个气体流产生：首先是来自风扇喷嘴8(接收来自风扇的推力)，其次来自芯部喷嘴11的排气。
59.过渡管道14被布置成接收来自低压或中压压缩机5的空气并将这些空气径向向内连通以供应给高压压缩机6。
60.如图所示，所有压缩机都与涡轮的中心轴线同轴。低压/中压压缩机5由于效率原因(上文讨论的示例)而具有比高压压缩机6的外半径更大的外半径(从压缩机的中心轴线测量的)。
61.这要求在两个压缩机之间连通空气的管道或通路是大体s形的，以将压缩空气朝向涡轮的中心轴线连通并进入到高压涡轮6中。
62.如本文所述的，期望能够在低/中间压缩机的后几级或过渡管道内释放或引气一些空气离开发动机。因而，引气也可以被定位在最后一个lpc转子和它的ogv之间，尽管在这样的设计中，ogv通常在过渡管道的入口处，并且可以认为ogv在过渡管道中/是其一部分。这可以用于控制被传递到高压压缩机的空气量并且例如防止低压压缩机失速。
63.如图1中所示，设置了出口15，该出口15提供了可打开的通道，从而允许空气选择性地从过渡管道14流到环形腔室，通常称为集气室。
64.集气室可以被布置在低压压缩机的下游。具体地，集气室可以被布置在芯部的径
向外侧并且引气通道通常位于lpc的下游。
65.集气室是围绕发动机全部或部分延伸的环形腔室，并且被布置成接收从主流动路径释放的空气。实际上，集气室充当从主流动路径释放的空气的收集室或储存器。
66.图2a图示了引气系统及其相对于芯部流动路径或主流动路径和过渡管道的位置的放大截面图。在传统发动机中，空气通过在位置a处连接到主流动路径的引气通道进入到集气室中。然后，空气穿过紧邻发动机的旁通通路c的端口或阀b离开集气室。在空气进入集气室之前，也存在具有位于引气泄放管d端部的阀的其它布置。
67.图2b和图2c分别示出了具有和不具有集气室的布置。集气室(图2b中的p)形成环形腔室，空气可以连通到其中，然后被释放。图2c示出了具有空气通道但没有集气室的布置。
68.图3a和图3b示出了穿过管道、引气通道和集气室的截面图(图3a示出了与引气通道连通的集气室，图3b示出了单独与管道连通的引气通道)。应认识到，集气室可以呈围绕发动机延伸并与沿发动机芯部延伸的轴线同轴的环面的形式。集气室可以是连续的腔室或者可以是各自执行收集所释放空气的相同功能的许多离散的腔室。类似地，引气通道入口可以是大致连续的环形形状。
69.如图3a和图3b中示意性示出的，穿过主流动路径14的空气可以在通道15的入口处诱发流动现象，诸如剪切层不稳定性(罗西特模式)，或从上游压缩机向通道15的入口的输送流动现象，其随后与引气空腔13相互作用。不利地，耦合效应可能发生在p点处，其中，在集气室的空腔声学与通过入口到通道的空气的罗西特模式之间存在耦合。
70.本文所述的发明涉及这种布置的空气-声学效应以及主流动路径中的空气流是如何在引气系统和发动机(诸如低压压缩机lpc)内产生不良声波aw和振动效应的。
71.引气空腔13限定具有特征共振频率fr的容积，这取决于引气设计和容积的各种因素。经过引气通道15的入口的主气体路径中的空气可能在例如频率fe下引起集气室内空气的激励。
72.在其中激励频率接近或等于共振频率的情况下(即，当fr＝fe时)，集气室内可能发生声学共振ar，产生高度不期望的空气-声学效应和发动机内的潜在的破坏性振动。
73.可能发生这种共振的频率将取决于发动机的操作条件和集气室的声学特征。
74.如上文讨论的，引气系统的声学性质与空气流越过入口到引气通道上的声学效应之间的相互作用在发动机噪音、压力损失和振动中产生显著问题。
75.具体地，参考空气流越过入口，剪切层越过入口到通道自然是不稳定的。这种不稳定性将随着剪切层在开口上的发展而增长，从而引起剪切层的振荡。振荡的剪切层在撞击开口后缘时将产生非稳定力。
76.这种非稳定力继而将产生远离后缘传播的声波。在正确条件下，装置声波将加强初始剪切层不稳定性并放大剪切层振荡。被放大的振荡继而将在开口后缘上产生甚至更强的力和更强的声学响应，以此类推。取决于开口几何形状(例如，开口的长度)和流动条件(例如，速度和温度)将具有特定频率的反馈回路被称为罗西特模式。
77.由气体路径中的开口产生的空腔具有特定的声学共振频率。在特定条件下，剪切层振荡的天然频率与空腔的声学共振频率将足够接近，从而在空腔中的声学响应与罗西特模式之间产生反馈回路。然后，辐射的声波的幅值可能变得非常强，并导致发动机组件(诸
如压缩机叶片)的高瞬态负载。
78.本文所述的发明通过打破或削弱罗西特模式中的反馈回路来减少或消除强声学力。
79.通过修改几何形状使得开口的长度沿边缘变化并由此减弱剪切层振荡的相干性(罗西特模式)，从而可以在空腔的前缘或后缘处破坏反馈回路。
80.减弱反馈的另一种方式是修改后缘，从而减弱来自冲击后缘的剪切层的声学脉冲。这可以通过用声学衬垫(亥姆霍兹共振器)或多孔材料(例如，泡沫)处理后缘来完成。
81.减弱罗西特模式的形成的又另一种方式是使用诸如涡流发生器或流动跳脱装置的小几何特征来修改前缘，以改变通向引气的开口中的剪切层的初始条件。这些在图4中由三角形18图示。
82.图4图示了引气通道布置。这里，前缘le具有直线轮廓16，即，大致均匀的形状或轮廓。三角形18指示前缘处的跳脱装置。所示的涡流17是随着空气从入口的边缘脱离而产生的。涡流向te行进。如图所示，涡流17大致相似，全部同时到达te并且以相同速度横跨入口的宽度行进。这种涡流的一致性允许罗西特模式得以增强，然后可能发生共振。如上文讨论的，可能快速生成反馈回路，产生不良的压力波、振动和噪音。罗西特模式与集气室声学性质(如上所述)的相互作用进一步加剧了这一点。跳脱装置18的影响是干扰引起罗西特模式所涉及的反馈回路的相干涡流的形成。
83.图5示出了根据本文所述的发明的经修改的引气入口。这里，前缘le已经设置有锯齿状或起伏的表面18，表面18具有一些部分，这些部分比其它部分延伸得更远(轴向地或径向地)。具体地，波动或正弦波的波峰与波谷之间间隔的幅值为x。幅值x为波动的最大值与最小值之间的距离。
84.如图5中所示，涡流19a在比涡流19b更早的点处开始或离开前缘。因此，两个涡流19a、19b横跨入口宽度行进并在不同时间到达后缘te。因此，相邻的涡流不会建设性地相互干涉，可以避免共振。
85.图6示出了可替选布置，其中，前缘le是均匀的，即未修改的，而后缘te是经修改的。在该示例中，后缘设有锯齿状或起伏轮廓。这里，尽管涡流20a、20b、20c在相同点处离开前缘，但是它们在不同点处与后缘相遇，具体地是沿横跨入口的空气的空气流动方向的不同距离。由于起伏的轮廓，涡流在图6中从左到右测量的不同位置处撞击在图6中的起伏后缘上。涡流在经修改后缘上的不同冲击是不相干的，因此防止了共振。
86.图7a、图7b和图7c示出了示例起伏轮廓后缘。在每个示例中，后缘包括形式为(在这些示例中)多个相邻凹形凹进的非均匀后缘。
87.如图所示，引气通道进口可以如图7c中所示地成曲线，具有对应的曲线非均匀后缘轮廓。非均匀凹进也可以可选地沿引气通道的内表面渐缩。