CN111164275B - 用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的包括冷却通道的排放管道 - Google Patents

Abstract

本发明主要涉及用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的排放管道(30)，该排放管道包括入口端部(41)和出口端部(42)，该排放管道旨在确保从至少一个排放入口开口到至少一个次级出口开口的空气通路，并且该排放管道包括布置在出口端部(42)处的喷射格栅(32)，所述喷射格栅(32)包括多个翅片(43)，其特征在于，翅片(43)包括用于待冷却流体的流动通道(44)，以形成热交换***。

Description

用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的包括冷却通道的 排放管道

技术领域

本发明涉及飞行器涡轮喷气发动机领域，并且更特别地涉及双轴和双流涡流喷气发动机的一般领域。

本发明特别涉及涡轮喷气发动机的正确运行所需的流体冷却的领域。本发明还涉及用于飞行器涡轮喷气发动机(特别是包括至少两个机械上独立的主体的类型)的中间壳体毂的领域。

在双轴涡轮喷气发动机中，“中间壳体”通常是指如下的壳体，该壳体中的毂基本上被布置在低压压缩机壳体与高压压缩机壳体之间。

本发明更特别地涉及包括排放阀(也被称为可变排放阀或VBVs，Variable BleedValves)的类型的中间壳体毂。

排放阀旨在调节高压压缩机入口处的流量，以特别地通过使一部分空气能够排出到主流的环形流动空间外来限制低压压缩机的泵送风险。因此，安装在排放阀上的排放管道或VBV管道使得能够驱动空气压力从主流排放到次级流。

此外，在水(特别是呈雨水或冰雹形式)或实际上有各种碎屑(这容易损害涡轮喷气发动机的运行)进入该流动空间的情况下，排放阀使得能够回收在上述流动空间中被离心分离的这些水或碎屑并将这些水或碎屑排出到流动空间外。

因此，在双流涡轮喷气发动机的情况下，这些排放阀被构造成使空气、水或碎屑能够从主流的流动空间流向次级流的环形流动空间。为此，排放阀特别包括用于将主流排放到次级流的管道，该管道连接分别与主流和次级流连通的孔。

因此，本发明更具体地涉及：用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的排放管道，该排放管道包括设置有翅片的喷射格栅，该翅片带有用于使待冷却的流体流通的通道；包括这种排放管道的中间壳体毂；包括这种毂的中间壳体以及包括这种中间壳体的飞行器涡轮喷气发动机。

背景技术

涡轮喷气发动机中的流体冷却是涡轮喷气发动机的正常运行的主要关注问题。当涡轮喷气发动机装配有辅助齿轮箱(Accessory Gear Box，AGB)时，这个问题变得更加严重，该辅助齿轮箱需要更大的散热能力。

因此，可以通过位于空气动力射流的外部部分上的出口导向叶片(Outlet GuideVanes，OGV)的下游处的表面空气冷却油冷却器(Surface Air-cooled Oil Cooler，SACOC)来进行冷却。这种SACOC类型的交换器包括翅片，该翅片适合于使来自风扇的次级流与待冷却的流体之间的热交换表面面积增大。

然而，添加浸没在流中的冷却翅片会导致空气动力学损失增加，该空气动力学损失直接影响空气动力学推力和涡轮喷气发动机的消耗。对这些翅片进行尺寸设计以便能够在涡轮喷气发动机循环的任何点处进行流体冷却。然而，可以观察到的是，尺寸设计主要是通过低速点来完成的，在这些低速点上，翅片的面积很大，以补偿空气动力学射流中的低空气流量。

因此，需要提出如下的替代解决方案：该解决方案用于冷却涡轮喷气发动机中的流体，特别是用于替代或添加SACOC类型的表面空气冷却油冷却器。

发明内容

本发明的目的是至少部分地解决上述需求以及克服与现有技术的实施例有关的缺点。

因此，根据本发明的其中一个方面，本发明涉及用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的排放管道，该排放管道包括入口端部和出口端部，该排放管道旨在提供从至少一个排放入口孔到至少一个第二次级出口孔的空气通路，并且该排放管道包括设置在出口端部的水平处的喷射格栅，所述喷射格栅包括多个翅片，其特征在于，翅片包括流通通道，该流通通道用于使待冷却的流体流通以形成热交换***。

由于本发明，可以确保在发动机循环的任何点处的有效冷却，同时限制该解决方案对性能点上的空气动力学损失的影响。此外，根据本发明的解决方案使得可以有利地将两个功能(即矫正和冷却)组合在单个部件上。本发明的优点还包括适应于低速点，在该低速点处，VBV排放管道格栅处于激活(即打开)状态，从而使来自低压压缩机的空气在排放管道中流通并排出到次级流中。

根据本发明的排放管道可进一步包括单独采用或根据任何技术上可行的组合采用的以下特征中的一个或多个。

特别地，流通通道可以在翅片内部彼此基本平行地延伸。

流通通道的数量和横截面可以是可变的，该数量和横截面特别地与热交换要求直接关联，从而需要进行调整。

流通通道例如可具有圆形的横截面。替代地，流通通道可具有星形的横截面。

可以通过在翅片上钻孔来获得流通通道。替代地，为了更加方便，可以使用增材制造方法来获得翅片，从而获得流通通道。

此外，根据本发明的另一方面，本发明进一步涉及用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂，其特征在于，该中间壳体毂包括如上文所限定的排放管道。

非常特别地，中间壳体毂可包括：

-内环形套圈，该内环形套圈旨在一方面在外部界定涡轮喷气发动机中的主气流的主流动空间，另一方面在内部界定至少一个射流间区域的上游部段，该内环形套圈设置有至少一个主空气通路孔，

-外环形套圈，该外环形套圈旨在一方面在外部界定涡轮喷气发动机中的次级气流的次级流动空间，另一方面在内部界定所述至少一个射流间区域，该外环形套圈设置有所述至少一个次级空气通路出口孔，

-下游横向凸缘，该下游横向凸缘连接内环形套圈和外环形套圈，该下游横向凸缘在上游界定至少一个中间空间并且在下游界定所述至少一个射流间区域，该下游横向凸缘包括所述至少一个排放入口孔。

此外，中间壳体毂可包括至少一个排放阀，该至少一个排放阀包括至少一个能移动门，该至少一个能移动门适于从所述至少一个主孔中掠取在主流动空间中流通的空气，并适于将掠取的空气朝向排放管道返回到所述至少一个射流间区域，该排放管道位于所述至少一个射流间区域中并且形成为提供从所述至少一个排放入口孔到所述至少一个次级出口孔的空气通路，从而通过所述至少一个排放阀将掠取的空气返回到次级流动空间中。

此外，根据本发明的另一方面，本发明还涉及用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体，其特征在于，该中间壳体包括如上文限定的毂。

此外，根据本发明的另一方面，本发明还涉及飞行器涡轮喷气发动机，其特征在于，该飞行器涡轮喷气发动机包括如上文限定的中间壳体。

根据本发明的排放管道、中间壳体毂，中间壳体以及飞行器涡轮喷气发动机可包括说明书中所引用的特征中的任何一个，这些特征被单独采用或根据与其他特征的任何技术上可行的组合而被采用。

附图说明

通过参照附图的示意图和局部图并阅读本发明的实施例的非限制性示例的以下详细描述，可以更清楚地理解本发明。

-图1以轴向横截面示出了用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的示例，

-图2以局部示意性轴向横截面示出了将排放管道紧固到用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的外套圈上的原理，即在排放管道与毂的包括喷射格栅的外套圈之间形成接口，

-图3根据局部透视图和横截面图示出了根据本发明的用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的排放管道的示例，该排放管道包括带有翅片的喷射格栅，该翅片设置有用于使待冷却的流体流通的通道。

-图4根据放大的局部透视图示出了图3中的流通通道的实施例细节，

-图5根据局部透视图示出了图3中的流通通道的替代实施例，以及

-图6以局部示意性径向横截面示出了图2中用于连接到油路的格栅。

在所有这些图中，相同的附图标记可以表示相同或等效的元件。

此外，附图中所表示的不同部分不一定根据统一比例来表示，以使附图更具有可读性。

具体实施方式

在整个说明书中，应当指出，相对于涡轮喷气发动机12的主要法向气体流动方向F(从上游到下游)来考虑术语上游和下游。此外，涡轮喷气发动机12的轴线T是指涡轮喷气发动机12的径向对称轴线。涡轮喷气发动机12的轴向方向对应于涡轮喷气发动机12的旋转轴线，该轴向方向是涡轮喷气发动机12的轴线T的方向。涡轮喷气发动机12的径向方向是垂直于涡轮喷气发动机12的轴线T的方向。此外，除非另外说明，否则形容词和副词“轴向”、“径向”、“轴向地”以及“径向地”是参照上文引用的轴向方向和径向方向使用的。此外，除非另有说明，否则术语“内部的(内部)”和“外部的(外部)”是参照径向方向使用的，以使元件的内部部分比同一元件的外部部分更靠近涡轮喷气发动机12的轴线T。

图1和图2帮助示出了本发明的技术背景，该技术背景例如也在由申请人提交的法国专利申请FR 3 036 136 A1中被描述。

因此，图1以轴向横截面部分地示出了用于已知类型的双轴和双流飞行器涡轮喷气发动机12的中间壳体11的毂10的示例。

中间壳体11的毂10通常包括两个同轴的环形套圈(分别为内环形套圈13和外环形套圈14)，这两个同轴的环形套圈通过两个横向凸缘(即上游横向凸缘15和下游横向凸缘16)相互连接。

上游横向凸缘15被布置在涡轮喷气发动机12的低压压缩机17的下游，而下游横向凸缘16被布置在该涡轮喷气发动机12的高压压缩机18的上游。该高压压缩机18通常包括具有可变正时的连续的转子和定子，该转子和定子适于控制横穿该转子和定子的空气流量。

此外，在内套圈13和外套圈14之间，以及在上游横向凸缘15和下游横向凸缘16之间，设置有围绕毂10的轴线分布的中间空间19，毂10的轴线与涡轮喷气发动机12的旋转轴线T重合。中间空间19在射流间区域ZC的上游。

此外，内部套圈13界定涡轮喷气发动机12的主流的环形主流动空间20。此外，内部套圈13包括空气通道孔21(在下文中被称为主孔)，该空气通道孔中的每一个由相应的排放阀23的枢转挡板22封闭，该排放阀旨在调节高压压缩机18的流量，并且如果适用的话，旨在排出如上文所述的空气、水或碎屑。

这种排放阀23通常采用门24的形式，该门包括在门的径向内端部处的枢转挡板22，并且围绕轴线Y可枢转地安装，使得在主孔21的封闭位置，挡板22使中间壳体11的内套圈13基本连续地延伸，以最佳地减小该挡板22对主流造成空气动力学干扰的风险，并且在所述主孔21的打开位置，挡板22相对于内套圈13径向向内突出，从而形成用于将主流的一部分掠取到空间20中的戽斗。门24包括管25，铲出的空气通过该管被运送，该管25在下游终止于出口孔26，该出口孔通向相应的中间空间19。由申请人提交的法国专利申请FR 2 961251 A1也描述了用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体毂的排放阀的另一示例。

此外，外套圈14界定涡轮喷气发动机12的次级流F2的环形次级流动空间27，并连接到结构臂28，该结构臂彼此相对地间隔开并横穿该空间27。此外，外套圈14包括空气通路孔29，该空气通道孔在下文中被称为次级孔并且被布置在下游横向凸缘16的下游。换句话说，在图1的该示例中，空气、水或碎屑通过外套圈14被排出。

然而，在替代实施例中(未示出)，例如当外套圈14承载彼此相对靠近的导向阀时，该导向阀阻止上述通过外套圈14进行的排出。在这种情况下，期望能够通过中间壳体的毂的延伸部的环形壁(即，结构部件的、有时用于在结构部件的下游端部处支撑推力反向器元件(例如整流罩面板)的环形壁)进一步向下游排出。

当高压压缩机18的可变正时定子处于减小进入该压缩机的空气流量的位置时，次级流动空间中的过量空气然后可以通过次级孔29被排出，从而防止了易于导致低压压缩机17被损坏或甚至被完全破坏的泵送现象。

此外，如上所述，排放管道30各自在通向中间空间19的相应的入口孔31与相应的次级出口孔29之间延伸。入口孔31被设置在管道30的入口端部41处，该入口端部位于管道30与下游横向凸缘16的连接处。在这些排放管道30内，来自主流的排放流FD朝着次级流F2流通。入口孔31通常被布置成与下游横向凸缘16的表面平接，该下游横向凸缘立于中间空间19之上。次级出口孔29就其本身而言包括控制格栅32，该控制格栅在排放管道的出口处紧固到排放管道30，以能够在将排放流FD排放到次级流F2的期间控制排放流FD。次级孔29被设置在管道30的出口端部42(图3)处，该出口端部位于管道30与外套圈14的连接处。

在每个中间空间19中，管25的出口孔26和排放管道30的入口孔31彼此面对地布置。

因此，每个门24以及相应的下游中间空间19和排放管道30一起形成用于将空气、水或碎屑从主流动空间20排出到次级流动空间27的***，该***通常用表述“排放阀”来表示。因此，毂11包括围绕毂的轴线T分布的多个这种***。

当门24处于打开位置时，由此铲出的空气流横穿主管道25，通过主管道25的出口孔26通向中间空间19，进入相应的排放管道30，直到该空气流到达次级流动空间27。

此外，图2以局部示意性轴向横截面示出了将排放管道30紧固到飞行器涡轮喷气发动机12的中间壳体11的外套圈10上的原理，换句话说，示出了毂10的外套圈14与排放管道30之间的接口的实施例。

因此，排放管道30在次级出口孔29的水平处紧固到外环形套圈14，例如由硅树脂制成的气密且防火的密封件33被布置在排放管道30与外环形套圈14之间。更具体地，外套圈14包括环形凸台37，并且排放管道30包括环形凹部36。然后，将排放管道30紧固到外套圈14是通过使拧紧装置34穿过环形凸台37和环形凹部36来进行的。此外，由环形凸台37和环形凹部36形成的组件围绕密封件33延伸，从而在密封件33与射流间区域ZC之间形成间隔。

此外，喷射格栅32或控制格栅被设置在次级出口孔29的水平处。该喷射格栅32包括多个翅片43，该多个翅片用于将流体从低压压缩机引导到次级流。然后密封件33围绕喷射格栅32设置，该喷射格栅通过拧紧装置35紧固到排放管道30。因此，密封件33位于喷射格栅32与由环形凸台37和环形凹部36形成的组件之间。

有利地，如图3至图5所示，根据本发明的解决方案使用喷射格栅32的翅片43来形成适于冷却给定流体的热交换器。

因此，图3根据局部透视图示出了根据本发明的排放管道30的示例，该排放管道30包括带有翅片43的喷射格栅32，该翅片设置有待冷却流体的流通通道44。图4根据放大的局部透视图示出了图3中的流通通道44的实施例细节，并且图5根据局部透视图示出了图3中的流通通道44的替代实施例。

有利地，例如通过钻孔或通过增材制造来改进翅片43，以获得待冷却流体的多个流通通道44并形成热交换***。然后，通过翅片43的体积进行热交换，该翅片43的体积能够被改进以提供最大可能的热交换表面面积。

参照图3和图4，翅片43的流通通道44可具有圆形的横截面，并且还可以在翅片43内彼此基本平行地延伸，如图4所示。

在图5中，流通通道44的横截面为星形。实际上，可以设想该解决方案以使热交换表面面积最大化。

应当注意的是，根据本发明的中间壳体11的毂10(该毂与上文描述的图3至图5中的排放管道30相关联)可特别地具有与参照图1和图2描述的毂的类型相同的类型。此外，对于未在图3至图5中示出的部件，建议参照前文对图1和图2的描述。

此外，流通通道44连接到通常用于供应交换器的那种类型的油路。图6是通过翅片43中的一个相对于发动机的旋转轴线沿径向截取的示意性横截面图，该示意性横截面图示出了翅片的通道44中的一个。格栅的侧向周边通过侧向柄部320压配合到排放管道30的纵向边缘。翅片32的端部具有翅片的流通通道44，该流通通道通过已知类型的构件紧密地通向设置在格栅32的柄部320中的管线324。这些管线324在这些管线的在翅片侧的端部处、在格栅的每个侧向边缘处具有歧管部段324A，通道44通向该歧管部段。在另一端部处，管线324通过已知类型的密封件连接到导管326，该导管连接到发动机油路，这不需要进行描述。

显然，本发明不限于上文描述的实施例的示例。本领域技术人员可以做出各种修改。

Claims (8)

1.用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体的毂，其特征在于，所述毂包括排放管道，所述排放管道具有入口端部和出口端部，所述排放管道限定从至少一个排放入口孔到至少一个次级出口孔的空气通路，并且所述排放管道包括设置在所述出口端部的水平处的喷射格栅，所述喷射格栅包括多个翅片，所述多个翅片中的至少一个翅片包括流通通道，所述流通通道用于使待冷却的流体流通以形成热交换***，所述多个翅片中的所述至少一个翅片通过第一柄部和第二柄部压配合到所述排放管道的相对边缘，所述第一柄部被构造成附接到所述多个翅片中的所述至少一个翅片的一个远侧端部，所述第二柄部被构造成附接到所述多个翅片中的所述至少一个翅片的相对的远侧端部，所述第一柄部包括流体地连接到所述多个翅片中的所述至少一个翅片的所述流通通道的入口的歧管部段，所述第二柄部包括流体地连接到所述多个翅片中的所述至少一个翅片的所述流通通道的出口的歧管部段，

所述毂进一步包括：

-内环形套圈，所述内环形套圈在外部界定所述涡轮喷气发动机中的主气流的主流动空间，并且在内部界定至少一个射流间区域的上游部段，所述内环形套圈设置有至少一个主空气通路孔，

-外环形套圈，所述外环形套圈在外部界定所述涡轮喷气发动机中的次级气流的次级流动空间，并且在内部界定所述至少一个射流间区域，所述外环形套圈设置有所述至少一个次级出口孔，以及

-下游横向凸缘，所述下游横向凸缘连接所述内环形套圈和所述外环形套圈，所述下游横向凸缘在上游界定至少一个中间空间并且在下游界定所述至少一个射流间区域，所述下游横向凸缘包括所述至少一个排放入口孔。

2.根据权利要求1所述的中间壳体的毂，其特征在于，所述流通通道在所述翅片的内部彼此平行地延伸。

3.根据权利要求1所述的中间壳体的毂，其特征在于，所述流通通道的横截面为圆形。

4.根据权利要求1所述的中间壳体的毂，其特征在于，所述流通通道的横截面为星形。

5.根据权利要求1所述的中间壳体的毂，其特征在于，所述翅片通过增材制造方法形成。

6.根据权利要求1所述的中间壳体的毂，其特征在于，所述中间壳体的毂进一步包括：

-至少一个排放阀，所述至少一个排放阀包括至少一个能移动门，所述能移动门适于从所述至少一个主空气通路孔中掠取在所述主流动空间中流通的空气，并适于将所述空气引导到所述至少一个中间空间，其中，所述空气被引导朝向所述排放管道，所述排放管道位于所述至少一个射流间区域中并且形成为提供从所述至少一个排放入口孔到所述至少一个次级出口孔的空气通路，以通过所述至少一个排放阀将掠取的空气引导到所述次级流动空间中。

7.用于飞行器涡轮喷气发动机的中间壳体，其特征在于，所述中间壳体包括根据权利要求1所述的毂。

8.飞行器涡轮喷气发动机，其特征在于，所述飞行器涡轮喷气发动机包括根据权利要求7所述的中间壳体。

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