ВНУТРЕННИЙ КОРПУС ПРОМЕЖУТОЧНОГО КОРПУСА, СОДЕРЖАЩИЙ КАНАЛЫ ДЛЯ НАПРАВЛЕНИЯ ПЕРЕПУСКАЕМОГО ПОТОКА, ОБРАЗОВАННЫЕ ВЫХОДНЫМИ РЕБРАМИ
INNER CASE OF INTERMEDIATE CASE CONTAINING CHANNELS FOR DIRECTION OF BYPASSED FLOW FORMED BY OUTPUT RIBS

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к общей области двухконтурных газотурбинных двигателей и, более конкретно, к области клапанов перепуска, обеспечивающих регулирование воздуха на выходе компрессора такого газотурбинного двигателя, при этом указанные клапаны обычно обозначают английским сокращением VBV (от Variable Bleed Valves).
Уровень техники
Как правило, двухконтурный газотурбинный двигатель содержит, от входа к выходу по направлению прохождения потока газов, вентилятор, кольцевое пространство для потока первого контура и кольцевое пространство для потока второго контура. Таким образом, воздушная масса, всасываемая вентилятором, делится на поток F1 первого контура, который проходит по проточному тракту 10 первого контура, и на поток F2 второго контура, который является концентричным с потоком F1 первого контура и проходит по проточному тракту 14 второго контура.
Проточный тракт 10 первого контура проходит через корпус первого контура, содержащий один или несколько каскадов компрессора, например, компрессор низкого давления и компрессор высокого давления, камеру сгорания, один или несколько каскадов турбины, например, турбину высокого давления и турбину низкого давления, и выпускное сопло для выхода газов.
Как известно, газотурбинный двигатель содержит также промежуточный корпус, внутренний корпус которого расположен между корпусом компрессора низкого давления (или booster) и корпусом компрессора высокого давления. Промежуточный корпус содержит клапаны перепуска или VBV, которые предназначены для регулирования расхода на входе компрессора высокого давления, в частности, чтобы ограничить риски помпажа компрессора низкого давления путем удаления части воздуха из пространства 10 потока первого контура.
Как показано на фиг. 1, где представлен частичный вид в осевом разрезе авиационного двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя известного типа, внутренние корпуса 2 промежуточных корпусов 1 обычно содержат две соединенные между собой коаксиальные кольцевые обечайки, соответственно внутреннюю 3 и наружную 5.
Внутренняя обечайка 3 ограничивает кольцевой проточный тракт 10 потока F1 первого контура газотурбинного двигателя и содержит отверстия 4 отбора, распределенные в окружном направлении вокруг оси Х внутренней обечайки 3 (которая является коаксиальной с внутренним корпусом 2). Такое отверстие 4, как известно, закрыто соответствующим клапаном 12 перепуска, предназначенным для регулирования расхода газа в компрессоре высокого давления. Такой клапан 12 перепуска может, в частности, содержать заслонку, установленную с возможностью поворота на внутренней обечайке 3.
Наружная обечайка 5 ограничивает проточный тракт 14 потока F2 второго контура газотурбинного двигателя. В своей выходной части она содержит одно или несколько выпускных отверстий 6, тоже распределенных в окружном направлении вокруг оси Х.
Когда расход воздушного потока, который может заходить в компрессор высокого давления уменьшается, избыток воздуха в проточном тракте 14 потока второго контура отводят в промежуточное пространство 16 между трактами. Это позволяет избежать возникновения явлений помпажа, которые могут привести к повреждению и даже к полному разрушению компрессора низкого давления.
Когда компрессор высокого давления, наоборот, работает с избыточным давлением, отверстия 4 и их заслонки 12, промежуточное пространство 16 и отверстия 6 обеспечивают отвод воздуха из проточного тракта 10 потока первого контура в проточный тракт 14 потока второго контура газотурбинного двигателя.
В частности, когда открывают клапан 12 перепуска, воздушный поток выходит в поток F1 проточного тракта 10 первого контура. Этот выходящий воздушный поток проходит через промежуточное пространство 16 и удаляется в проточный тракт 14 через отверстия 6.
Обычно эти отверстия 6 оснащены решетками 20, предназначенными для направления воздушного потока, выходящего из промежуточной зоны 16.
Современные газотурбинные двигатели работают со все более высокими степенями двухконтурности (более известными под их английским термином «bypass ratio»). Чтобы ограничить потери от скачков уплотнения в сверхзвуковых потоках в головной части вентилятора, понижают угловую скорость вращения вентилятора. В результате этого понижается степень сжатия вентилятора. При более низких степенях сжатия потери напора и срыв потока F2 второго контура оказывают более значительно влияние и, следовательно, должны быть максимально ограничены. Эти потери напора присутствуют в зонах, где имеются неровности поверхности.
Кроме того, конструкции современных газотурбинных двигателей предусматривают ограничение свободного пространства между основным проточным трактом и проточным трактом второго контура, чтобы получать повышенные степени двухконтурности. Таким образом, они не позволяют правильно направлять перепускаемый поток до его попадания в проточный тракт второго контура.
Раскрытие сущности изобретения
Изобретение призвано предложить двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий клапаны перепуска, которые позволяют уменьшить потери напора и риски срыва потока второго контура в проточном тракте второго контура, чтобы повысить рабочие характеристики газотурбинного двигателя, и которые являются простыми и легкими в применении и не приводят к увеличению массы газотурбинного двигателя.
Для этого изобретением предложен внутренний корпус промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя, при этом указанный внутренний корпус содержит:
- внутреннюю обечайку, выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт газового потока первого контура газотурбинного двигателя,
- наружную обечайку, выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт газового потока второго контура газотурбинного двигателя,
- промежуточное пространство между трактами,
- по меньшей мере один клапан перепуска для отвода части потока первого контура в промежуточное пространство,
- по меньшей мере одно выпускное отверстие, выходящее из наружной обечайки в проточный тракт потока второго контура.
Выпускное отверстие содержит выпускную трубу и одно или несколько выходных ребер, которые расположены в указанной трубе, при этом ребра и стенки трубы образуют вместе несколько спрямляющих каналов, выполненных с возможностью удаления потока газов из промежуточного пространства, направляя его в проточный тракт потока второго контура, при этом длина хорды по меньшей мере одного из ребер превышает 50%, предпочтительно 75% длины канала трубы.
Объектами изобретения являются также промежуточный корпус, содержащий такой внутренний корпус, и газотурбинный двигатель, содержащий такой промежуточный корпус.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки, задачи и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего подробного описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют неограничивающие примеры и на которых:
на фиг. 1 (уже описана) схематично показан известный внутренний корпус промежуточного корпуса, вид в осевом разрезе;
на фиг. 2 представлен возможный вариант осуществления изобретения, вид в разрезе;
на фиг. 3 представлена ориентация ребер выпускного отверстия заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса на уровне проточного тракта потока второго контура, вид сверху;
на фиг. 4 показан пример выполнения заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса, частичный вид в перспективе;
на фиг. 5 показан пример выполнения выходного канала проточного тракта заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса, вид в перспективе;
на фиг. 6 схематично показан профиль ребра и его характеристики;
на фиг. 7 показан пример отклонения угла ребер выпускного отверстия заявленного внутреннего корпуса промежуточного корпуса.
Осуществление изобретения
Далее со ссылками на фиг. 2 и на следующие фигуры следует описание внутреннего корпуса 2 промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя и соответствующего промежуточного корпуса.
В описанных ниже вариантах осуществления присутствуют также детали известного внутреннего корпуса промежуточного корпуса. Для этих деталей будут использованы цифровые обозначения, показанные на фиг. 1.
В частности, как и в случае внутреннего корпуса, показанного на фиг. 1, заявленный внутренний корпус 2 промежуточного корпуса содержит:
- внутреннюю обечайку 3, выполненную с возможностью ограничивать снаружи проточный тракт 10 газового потока F1 первого контура газотурбинного двигателя,
- наружную обечайку 5, выполненную с возможностью ограничивать изнутри проточный тракт 14 газового потока F2 второго контура газотурбинного двигателя,
- промежуточное пространство 16 между трактами, которое содержит одно или несколько выпускных отверстий 6, выходящих в наружную обечайку 5.
Впускное отверстие 4, которое выполнено во внутренней обечайке 3 внутреннего корпуса 2, может селективно открываться или закрываться заслонкой 12 в зависимости от фаз полета газотурбинного двигателя. Предпочтительно заслонка 12 является подвижной между положением закрывания, в котором заслонка 12 закрывает впускное отверстие 4, и положения открывания, в котором заслонка 12 освобождает впускное отверстие 4. Например, заслонка 12 может быть шарнирно установлена на внутренней обечайке 3 или может содержать люк с направляющей кулисой. В частности, заслонка 12 может быть расположена в промежуточном пространстве 16 в положении закрывания.
Выпускное отверстие 6 содержит:
- трубу 18, которая расположена внутри промежуточного пространства 16 и верхняя по потоку и нижняя по потоку внутренние стенки 18а, 18b которой профилированы с определенной кривизной;
- множество выходных ребер 22, которые расположены внутри трубы 18 и образуют с указанной трубой 18 множество воздушных каналов 21, обеспечивающих удаление воздуха, проходящего через промежуточное пространство 16, и его перенаправление в проточный тракт 14 потока второго контура.
Труба 18 сообщается с пространством проточного тракта 14 потока второго контура на уровне выходного отверстия, выполненного во внутренней обечайке 5 в качестве выпускного отверстия 6. Она имеет входное отверстие 19, гидравлически сообщающееся с промежуточным пространством 16 и проточным трактом 10 потока первого контура, когда заслонка 12 открыта. Кроме того, она имеет длину L1 канала, соответствующую минимальному расстоянию между входным отверстием 19 и выходным отверстием на уровне внутренней обечайки 5 (выпускное отверстие 6).
Эти ребра 22 выполнены с возможностью ориентировать перепускаемый воздушный поток F3, поступающий из проточного тракта 10 потока первого контура, и направлять его в проточный тракт 14 потока второго контура в направлении, по существу параллельном потоку F2 второго контура, чтобы уменьшить потери напора в проточном тракте 14 потока второго контура. Например, предпочтительно предусматривают от 1 до 4 выходных ребер 22 в трубе 18 (от 2 до 5 каналов 21).
Выходные ребра 22 являются профилированными ребрами, при этом каждое из них содержит переднюю кромку 23, заднюю кромку 24, стенки спинки Е и корытца I, расположенные между передней кромкой 23 и задней кромкой 24, и имеет хорду 25, среднюю линию 26 и длину L2 хорды (фиг. 6).
В дальнейшем (см. фиг. 5) под «профилем» выходного ребра 22 следует понимать поперечное сечение выходного ребра 22, то есть сечение выходного ребра 22 в плоскости, в основном перпендикулярной к спинке Е и к корытцу I выходного ребра 22, на уровне ножки выходного ребра 22. Под «хордой» 25 выходного ребра 22 следует понимать воображаемый отрезок прямой, концами которого являются передняя кромка 23 и задняя кромка 24 профиля выходного ребра 22. Кроме того, под «длиной хорды» L2 выходного ребра 22 следует понимать расстояние между передней кромкой 23 и задней кромкой 24 профиля выходного ребра 22, то есть длину хорды 25 этого выходного ребра 22. Наконец под «средней линией» 26 выходного ребра 22 следует понимать совокупность точек, равноудаленных от спинки Е и корытца I профиля выходного ребра 22.
Чтобы уменьшить потери напора и снизить риски срыва потока F2 второго контура и повысить рабочие характеристики газотурбинного двигателя, в частности, когда длина L1 канала уменьшена по причине незначительного свободного пространства между проточным трактом 10 потока первого контура и проточным трактом 14 потока второго контура (промежуточное пространство 16), длина L2 хорды по меньшей мере одного из выходных ребер 22 по меньшей мере равна 50% длины L1 канала.
В варианте выполнения длина L2 хорды всех выходных ребер 22 решетки VBV по меньшей мере равна 50% длины L1 канала.
Таким образом, выходные ребра 22 образуют вместе с верхней по потоку стенкой 18а и нижней по потоку стенкой 18b направляющие каналы (см., в частности, фиг. 4, где показаны четыре направляющих канала) для направления перепускаемого потока F3 между промежуточным пространством 16 и выпускным отверстием 6 и позволяют непрерывно и постепенно изменять направление прохождения перепускаемого потока F3 и спрямлять этот поток. Во время нагнетания перепускаемого потока F3 в проточный тракт 14 потока второго контура (то есть на уровне выхода трубы 18) перепускаемый поток F3 по существу совмещается с потоком F2 второго контура и не проявляет тенденции к образованию завихрений на выходе выпускного отверстия 6, что позволяет уменьшить и даже устранить аэродинамические потери.
В варианте выполнения длина L2 хорды по меньшей мере одного из выходных ребер 22 (и предпочтительно всех выходных ребер 22) по меньшей мере равна 75% длины L1 канала, предпочтительно по меньшей мере равна 85% длины L1 канала, например, составляет от 95% до 110% длины L1 канала. Действительно, следует отметить, что выходные ребра 22 могут доходить до уровня входного отверстия 19 и выходного отверстия 6, и в этом случае длина L2 хорды выходных ребер 22 может даже превышать длину L1 канала (см., например, фиг. 5).
1
2
1
1
2
2
Чтобы улавливать максимум перепускаемого потока F3 в трубе 18, соотношение между сечениями S и S самого нижнего по потоку воздушного канала 21 трубы 18 составляет от 1,5 до 3, предпочтительно равно около 2,5 (с допуском 10%). Под самым нижним по потоку воздушным каналом 21 в данном случае следует понимать участок трубы 18, расположенный между входным отверстием 19 и выходным отверстием 6 и ограниченный ниже по потоку нижней по потоку стенкой 18b и выше по потоку выходным ребром 22, ближайшим к нижней по потоку стенке 18b. Под сечением S в данном случае следует понимать площадь самого нижнего по потоку воздушного канала 21, при этом указанное сечение S расположено в плоскости, нормальной к стенке корытца I самого нижнего по потоку выходного ребра трубы 18, на уровне передней кромки 23 самого нижнего по потоку выходного ребра 22. Под сечением Sв данном случае следует понимать площадь самого нижнего по потоку воздушного канала 21, при этом указанное сечение S расположено в плоскости, нормальной к стенке корытца I самого нижнего по потоку выходного ребра 22 трубы 18, на уровне задней кромки 24 самого нижнего по потоку выходного ребра 22.
Изобретение находит свое наиболее предпочтительное применение в случае сверхкомпактных двигателей, то есть двигателей, в которых соотношение h/Н не превышает 0,5:
где: Н является расстоянием вдоль радиальной оси между внутренней обечайкой 3 и наружной обечайкой 5 внутреннего корпуса промежуточного корпуса, и h является криволинейной длиной нижней по потоку внутренней стенки 18b трубы 18.
Факультативно, каждое выходное ребро 22 может быть расположено в выходном канале 18 проточного тракта так, что угол набегания перепускаемого потока F3 на выходное ребро 22 по существу совмещается с его изгибом на уровне его передней кромки 23 (F3 является параллельным относительно прямой D, касательной к средней линии 26 на уровне передней кромки 23).
Промежуточное пространство 16 между трактами содержит стенку 16а дна, которая соответствует самой нижней по потоку стенке промежуточного пространства и которая расположена между внутренней обечайкой 3 на уровне впускного отверстия и наружной обечайкой на уровне выпускного отверстия 6. Таким образом, стенка 16а дна содержит нижнюю по потоку стенку 18b трубы 18. Эта стенка 16а дна состоит из двух частей для обеспечения спрямления перепускаемого потока. Первая часть А (показана на фиг. 2 штриховой линией), проходящая от внутренней обечайки 3 по криволинейной длине, составляющей от 75% до 90% общей криволинейной длины, выполнена с возможностью улавливать и ускорять перепускаемый поток F3. Эта первая часть А включает в себя участок нижней по потоку стенки 18b трубы 18. Вторая часть В (показана пунктирной линией на фиг. 2), расположенная между первой частью и выпускным отверстием 6, спрямляет поток в радиальном направлении, способствуя переходу в поток F2 второго контура. Эта вторая часть В включает в себя остающуюся часть нижней по потоку стенки 18b.
Кроме того, первая часть стенки 16а дна содержит первую подчасть А1, проходящую между внутренней обечайкой 3 и нижней по потоку стенкой 18b трубы 18, и вторую подчасть А2, проходящую между радиально внутренним концом нижней по потоку стенки 18b трубы 18 и второй частью В. Угол между первой подчастью А1 и второй подчастью А2 составляет от 125° до 135°, чтобы ускорять газовый поток F3 во время его прохождения в трубу 18. Иначе говоря, часть А2 нижней по потоку стенки 18b трубы выполнена таким образом, чтобы образовать угол, составляющий от 35° до 45° с осью вращения внутреннего корпуса 2.
Кроме того, угол отклонения β (разность между входным углом и выходным углом α, образованными наклонами профиля) потока F3, проходящего через различные каналы 21, образованные ребрами 22 и внутренними стенками трубы 18, составляет от 70° до 90°, поэтому соединение между первой и второй частями образовано инверсией направления отклонения перепускаемого потока. Предпочтительно выход второй части выходных ребер 22 и нижней по потоку стенки 18b (и, возможно, верхней по потоку стенки 18а) является касательным к наружной обечайке. Иначе говоря, прямая, касательная к изгибу выходных ребер 22 на уровне задней кромки, является по существу параллельной относительно направления потока F2 второго контура. Для этого изгиб на задней кромке 24 и на стенках 18а и 18b должен быть близким к направлению потока F2, чтобы угол α между направлением потока F2 и касательной к прямой D’, которая является параллельной относительно средней линии на уровне задней кромки, составлял от 5° до 35° максимум.
Наконец, по меньшей мере одно из выходных ребер 22 имеет азимутальную протяженность θ, составляющую от 30° до 50°, например, около 40°, при этом азимутальная протяженность соответствует угловому участку выходного ребра 22, обдуваемому потоком F2 второго контура.