可逆排气构造
阅读说明：本技术 可逆排气构造 (Reversible exhaust structure ) 是由 皮特·约翰逊 于 2020-05-07 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的气流装置,其中空气可以选择性地被引导进出发动机的旁通通道并进入将空气连通到燃气涡轮发动机的压缩机的管道中。(The present invention relates to an airflow apparatus for a gas turbine engine, wherein air may be selectively directed into and out of a bypass passage of the engine and into a duct that communicates air to a compressor of the gas turbine engine.)
技术领域
本发明涉及一种改进的燃气轮机装置。具体地但非排他地，本发明涉及一种替代排气构造，用于与燃气涡轮发动机的低压压缩机(LPC)和/或高压压缩机(HPC)结合使用。
背景技术
典型的燃气涡轮发动机包括一对压缩机，即第一上游低压压缩机和第二下游高压压缩机。这对压缩机分两级压缩进入发动机的空气，然后压缩气体进入燃烧室，在燃烧室中引入燃料并点燃混合物。燃气涡轮发动机的运行是本领域技术人员公知的，且将不再详细描述。
压缩机通常针对飞行条件进行优化，即当飞机处于巡航速度和高度时进行优化。在巡航条件下，足够的空气被吸入第一低压压缩机并被压缩到第一压力。空气然后在被引入燃烧器之前通过两个压缩机之间的过渡管道连通到第二高压压缩机。
当飞机不在飞行中时，例如滑行起飞时，发动机内存在非常不同的气流条件。例如，在发动机低速运行的情况下(例如滑行)，压缩机的空气需求将比巡航时低得多。
在这种情况下，可能会发生压缩机失速。当被引入压缩机的空气与压缩机在给定转速下可以压缩的空气之间存在差异时，就会发生这种情况。失速会导致暂时的动力损失或在极端情况下发动机损坏。
为了防止低速下的压缩机失速，现代燃气涡轮发动机设置有流动路径，其允许空气从压缩机转移从而防止失速情况。这种空气称为压缩机排气。
不同的发动机制造商已经采用了多种方法来将空气从压缩机转移出去。
在一个示例中，在将空气引导至压缩机的管道内侧上提供孔。这些孔形成空气通道，其允许空气从管道流出到发动机旁通通道(燃气涡轮发动机中围绕芯部的通道)。例如，蝶阀可用于自动控制排气(在本领域中也称为“处理排气的水平”)。
在现有系统的另一个示例中，可以提供翻板或门，其也可以以相同的方式打开以将空气释放到旁通通道。
在又一个示例中，“勺”可以通过合适的阀延伸到管道中，该阀在打开时从管道收集空气并再次将其与旁通通道连通。
这些现有装置中的每一种都已证明在从压缩机管道中排出空气和防止压缩机失速方面非常有效。
有时还需要气流沿相反方向流动，即进气而不是排气。这是具有可变桨距风扇的发动机的特殊情况，例如在飞机着陆时制动期间可能需要吸气。这也称为“反向推力”。在传统装置中，存在机械襟翼，其将旁通气流向外引导，这充当空气制动器。
发明人已经确定了一种替代方式，在该方式中可以实现排气并且该方式提供了超出燃气涡轮发动机中的现有排气系统所提供的那些优点的额外优点。
发明内容
本发明的方面在所附权利要求中陈述。
从这里描述的本发明的第一方面来看，提供了一种用于燃气涡轮发动机的排气/进气装置，该燃气涡轮发动机包括旁通通道和发动机芯部，该发动机芯部包括：管道，其在使用中布置成将空气引导至压缩机，以及气流通道，其从旁通通道穿过芯部并朝向管道延伸，该装置进一步包括第一排气端口，所述第一排气端口在使用中布置成流体连接管道和气流通道，并且被构造为将空气从管道连通到旁通通道；以及第二进气端口，第二进气端口在使用中布置为流体连接管道和气流通道，并且被构造为将空气从旁通通道连通到管道。
在此描述的发明提供了一种新颖的排气和进气构造，其提供了对压缩机(过渡)管道中的空气的极其通用的控制。具体而言，该装置允许针对所有着陆和飞行条件，准确地控制和优化传送至压缩机的空气量。
该装置还可以防止空气和来自燃烧器的燃烧产物通过压缩机和管道朝向发动机前部反向流动。
根据在此描述的发明，可以选择性地允许空气从过渡管道释放到旁通通道中或者允许来自旁通通道的空气连通到过渡管道。这种控制可以在发动机运行时通过包含一个或多个通道的本体的往复移动来实现。
第一排气端口和第二进气端口可以是相对于发动机的芯部沿周向布置的多个端口中的一个。这可以允许来自发动机周围或来自发动机内的特定位置的气流。根据发动机运行条件，可能需要一个或多个端口。
第一排气端口和第二排气端口可以有利地一体地形成在单个周向延伸的本体或在使用中布置成彼此邻接(即，彼此紧邻放置或适当地靠近一起)的一对周向延伸的本体中。例如，该本体或每个本体可以是具有气流通道的环或环面的形式，气流通道从面向该环的中心轴线的环的表面延伸，并且向外朝向从该轴线径向移位的表面。实际上，流动通道形成为通常径向向外穿过环或环面。可能有一个单独的本体或背靠背放置的一对本体。例如，它们可以是彼此的镜像。
例如，所述本体或每个本体包括：内表面，其在使用中面向发动机的芯部；以及面向外的表面，其在使用中面向发动机的旁通通道，其中，端口从内表面延伸到外表面。这允许选择性控制发动机的芯部中的通道之间朝向或来自发动机的旁通通道的空气。
第一排气端口和第二进气端口是相对于发动机芯部周向布置的一个或多个离散端口。
有利地，本体可以相对于发动机芯部移动以打开或关闭排气端口或进气端口。排气意在指从燃气涡轮发动机芯部内的管道或过渡管道向旁通通道或类似通道释放的空气。进气意在指相反的情况，即允许空气从旁通通道流向和流入一个或多个压缩机上游的燃气涡轮发动机的管道或过渡管道。
本体可以沿着发动机的轴线移动以导致这里描述的端口的选择性打开和关闭。例如，沿第一方向的轴向移动可导致端口打开，允许空气径向向外流动通过端口。相反，沿相反的第二方向的轴向移动可以导致端口打开，允许空气径向向内流动通过端口。
轴向移动可以以任何合适的方式并且通过一系列动力源来实现。例如，轴向移动可以通过一个或多个线性促动器引起，该线性促动器布置成使本体在第一方向上和相反的第二方向上移动。
有利地，端口可以在以下位置之间移动：
(A)第一位置，允许排气从过渡管道径向向外流动到旁通通道；
(B)第二位置，空气不能流入或流出过渡管道；以及
(C)第三位置，允许进气从旁通管道径向向内流动到过渡管道。
因此，可以实现对空气进出过渡管道的完全控制，包括不允许空气从旁通通道离开或进入过渡管道以到达旁通通道的位置。例如，端口可以选择性地移动到第一位置和第二位置之间的中间位置以及第二位置和第三位置之间的中间位置。
从芯部延伸到旁通通道的端口可以是任何合适的空气动力学形状或轮廓(横截面)，其允许空气从其中有效流动。例如，一个或所有的第一排气端口可提供有径向向外弯曲的弯曲轮廓，使得该端口的下游端在使用中相对于发动机的轴线沿径向向外的方向引导空气。
类似地，一个或所有的第二进气端口可提供有径向向内弯曲的弯曲轮廓，使得该端口的下游端在使用中将空气引导到过渡管道，该过渡管道具有沿过渡管道轴线的流动分量。
从本文描述的本发明的另一方面来看，提供了一种用于燃气涡轮发动机的压缩机的辅助空气供应装置，该燃气涡轮发动机包括旁通通道和发动机芯部，该发动机芯部包括管道，该管道布置成将空气连通到压缩机，其中一个或多个气流通道被提供并且被构造为选择性地以第一模式操作以将空气从旁通通道供应到管道，或以第二模式操作以将空气从管道供应到旁通通道。
如本文所述，该装置可以有利地被选择性地控制以在第一操作模式或第二操作模式以及可选地不允许空气流入或流出管道的位置中操作。
从这里描述的本发明的又一方面来看，提供了一种用于燃气涡轮发动机的空气旁通装置，该装置包括移动本体，该移动本体围绕燃气涡轮发动机的旋转中心轴线布置并且在使用中布置成沿着所述轴线的一部分往复移动，该本体包括：
至少一个第一上游气流通道，其从本体的靠近轴线的一部分径向向外并远离轴线延伸，以允许气流远离轴线，以及
至少一个第二下游气流通道，其从本体的从轴线径向布置的一部分径向向内并朝向轴线延伸，以允许气流朝向轴线流动。
如本文所述，周向定位的本体可提供在发动机的芯部内，该本体可选择性地允许空气从自发动机出来的过渡管道排出(例如进入旁通通道)或允许空气从发动机外部(例如从旁通通道)进入过渡管道。
为了允许空气有效流动通过该装置而不会在发动机等内造成有害的压差，当沿着发动机在气流方向上测量时，通向第一上游通道的入口可以位于第一上游通道的出口的上游。
类似地并且出于相同的原因，当沿发动机在气流方向上测量时，通向第二下游通道的入口可以在第二下游通道的出口的上游。
因此，如上所述，第一上游通道在使用中布置成允许空气从燃气涡轮发动机的过渡管道流向燃气涡轮发动机的旁通通道，而第二下游通道在使用中布置成允许空气从燃气涡轮发动机的旁通通道流向燃气涡轮发动机的过渡管道。
该装置可以有利地允许通过本体沿轴向方向朝向发动机前部或发动机后部的移动来选择允许空气流动的方式。具体而言，本体的沿燃气涡轮发动机轴线的往复移动选择性地或者
(A)打开第一上游通道以允许气流并且关闭第二下游通道；或者
(B)打开第二下游通道以允许气流并且关闭第一上游通道。
从另一方面来看，提供了一种包括如本文所述的装置的燃气涡轮发动机，以及一种包括如本文所述的一个或多个燃气涡轮发动机的飞机。
从更进一步的方面来看，提供了一种使用本文所述的装置选择性地控制进入燃气涡轮发动机的压缩机的空气流的方法，其中在使用中选择性地使空气以以下方式流动：
(A)从将空气连通到压缩机的通道到旁通通道；或者
(B)从旁通通道到将空气连通到压缩机的通道。
在这样的装置中，例如响应于失速判定，可以向飞机提供对气流的自动控制。
从另一方面来看，提供了一种制造用于如本文所述的过渡管道的气流装置的方法。
附图说明
现在将参考附图仅通过示例的方式描述本发明的方面，其中：
图1示出了结合有根据本文所述的发明的气流装置的燃气涡轮发动机的横截面；
图2示出了燃气涡轮发动机的常规排气装置的示意图；
图3示出了根据本文所述的发明的多向气流装置的示意图；
图4示出了图3中所示的装置在排气操作模式下的示意图；以及
图5示出了图3中所示的装置在进气操作模式下的示意图。
虽然本指导易于进行各种修改和替代形式，但是特定实施例在附图中以示例的方式示出并且在本文中详细描述。然而，应当理解的是，附图及其详细描述并非旨在将范围限制于所公开的特定形式，而是相反，该范围将涵盖落入由所附权利要求定义的精神和范围内的所有修改、等同物和替代物。
在本说明书中使用的词语“包括”、“包含”和类似词语不应以排他性或穷举的意义来解释。换句话说，它们的意思是“包括但不限于”。
将认识到，本文中描述的本发明的方面的特征可以以任何合适的组合方便地和可互换地使用。还将认识到，本发明不仅涵盖单独的实施例，而且还涵盖本文已经讨论的实施例的组合。
具体实施方式
图1示出了燃气涡轮发动机1的横截面，其可结合根据本发明的排气构造，如下文详细描述的。
本领域技术人员将理解燃气涡轮发动机的主要部件及其操作。总之，发动机1包括进气部2，其允许空气流入发动机并到达位于发动机上游端的风扇3。所有部件都容纳在发动机机舱4内。
发动机包括风扇下游的旁通通道和中央发动机芯部，该中央发动机芯部包括压缩机、燃烧器和涡轮机。发动机芯部由第一低压压缩机(LPC)5和第二高压压缩机(HPC)6形成。这种多级压缩机装置将空气从环境压力和温度带到高温和高压。压缩空气然后连通到燃烧室7，在燃烧室7中燃料被喷射并发生燃烧。
燃烧气体从燃烧室7的后部排出，首先撞击高压涡轮机9，然后撞击第二低压涡轮机10，然后通过芯部喷嘴11离开发动机后部。通过两种气流产生来自发动机的推力：第一种来自风扇喷嘴8(接收来自风扇的推力)，其次来自芯部喷嘴11的废气。
本发明涉及位于低压压缩机5和高压压缩机6之间的过渡管道12内的气流。过渡管道12是环形通道，其围绕芯部延伸并且其在两个压缩机之间连通空气。
图2说明了传统的排气系统。实际上，过渡管道的壁的一部分被打开以允许空气向外逸出而不是被引导到第二高压压缩机。如上所述，这可以通过多种方式完成，并且不同的发动机制造商采用了不同的解决方案来从过渡管道释放空气。
在图2中，一个简单的蝶阀13位于管道12的壁附近并且允许选择性地打开和关闭。该阀连接到通道14，该通道14延伸穿过芯部的一部分到达空气可以逸出的旁通通道8。因此，在压缩机只需要少量空气的情况下，任何多余的空气都可以释放或排放到旁通通道中，从而防止压缩机失速。也如上所述，这种布置在防止压缩机失速方面非常有效。
当蝶阀13打开时，一部分空气沿着箭头15所示的路径流动。当蝶阀13关闭时，所有空气都沿着箭头16所示的过渡管道流动到高压压缩机(未在图2中所示)。
反向推力主要涉及重新导向气流，气流通常从发动机后部引出，径向向外或完全或部分向后，即与正常气流方向相反。这大大降低了发动机产生的推力，且允许让飞机更快地停下来。这可以例如通过打开旁通通道外侧上的面板以允许空气径向向外流动而不是沿向后方向流动来实现。
对于传统发动机，反向推力是指沿飞机运动方向通过旁通通道(发动机芯部的外部)的轴向流动。对于具有可调节角度的风扇叶片的飞机来说，这是一个特殊的问题。在这种发动机中，风扇可以用作推力反向器，而不是使用可移动面板。然后可能会出现旁通通道中的流动与芯部流动相比减慢甚至反向的情况，从而导致发动机无法运行。然后，可能需要进气而不是排气。
在这种情况下，需要增加进入压缩机的气流，而不是将空气排出压缩机。实际上，在这些情况下，希望将额外的空气从旁通通道吸入管道并由此吸入压缩机。
图3至图5图示了在此描述的本发明的一个示例实施例，其中提供了多方向排气/进气构造。
图3示出了本发明的空气控制装置的示意图。
该装置包括圆筒形本体17，其围绕过渡管道12的外表面延伸。该本体限定用于气流的两个通路19、20。
第一通路是排气通路19，其在使用时将过渡管道12连接到通路14。在这种操作模式中，提供常规排气路径以防止如上所述的压缩机失速。如图所示，通道19的轮廓或形状使得空气能够平稳地从过渡管道流向旁通通道8。
第二通路是进气通路20，其在使用时将旁通通道8连接到过渡管道，但具有相反的轮廓或形状。当连接到通道14时，使旁通通道空气被吸入过渡管道并连通到高压压缩机(图3中未示出)。
由于压力，当可变桨距风扇的叶片转动以使得旁通通道中的气流反向(以制动飞机)时，需要气流进入高压压缩机，并且这是通过使用可逆排气实现的。在这种情况下，由于压力差，空气将流入压缩机。
如箭头21所示，本体被布置成使用合适的促动器例如线性促动器或将环轴向移动(推或拉)进入或离开位置的促动器(或类似装置)来相对于发动机轴向移动。本体由此可以在排气路径完全打开的第一最大位置到进气路径完全打开的第二最大位置之间移动。
有利地，根据所需的气流量和重要的气流方向，即进出该过渡管道的气流方向，本体可以移动到其间的任何位置。类似地，本体可定位在关闭位置(如图3所示)，在该关闭位置空气与管道或旁通通道的进出都不连通。这可以是在正常飞行操作模式中使用的示例。
因此，可以防止压缩机失速并且另外可以避免通过压缩机的任何反向流动。
如上所述并且还如图3所示，还提供了中间位置，在该位置中过渡管道12相对于通道14被密封。过渡管道的外壁中的端口22由本体17的中央部分23密封。
端口的曲率可以根据必须输送进出发动机的不同气流量来选择。
该装置可以由单个连续环或替代地形成围绕芯部的圆周分布的端口的多个离散部分形成。
图4和图5说明了两种操作模式下的空气控制装置。
图4示出了在排气模式下的布置，其中本体已在向后方向(沿发动机轴线)移动。这将排气端口与通道14对齐。如所示出的，第二端口20已经移动离开端口22，从而允许从管道朝向旁通通道的空气连通。
图5示出了排气或进气模式中的布置。本体已经沿相反方向移动，即朝向发动机的前部以将通路20与通道14和端口22两者对齐。这由此允许空气从旁通通道流入管道中。
在使用中，飞机控制系统不仅可以选择通过过渡管道连通的空气量，而且还可以选择方向，即来自或到旁通通道的方向。替代地，可以提供自动控制并且控制该空气控制装置以优化压缩机内的气流。
周向(或分段)本体可以使用如上所述的线性促动以简单的线性方式移动。该移动可以通过脊部和该脊部所在的通道来控制，以控制所述移动。
在另一种布置中，通道通常可以是S形或蛇形的，以便将空气释放到旁通通道或管道中，作为与相应气流更成一直线的流动。
实际上，被排出到旁通通道中的空气可以被释放到旁通通道中，以具有大致对应于在旁通通道中空气的流动方向的流动方向。类似地，被排出到过渡管道中的空气可以被释放到过渡管道中，以具有大致对应于在过渡管道中的流动方向的流动方向。
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