CN112061404A - 减轻机舱入口中的不利流条件 - Google Patents

减轻机舱入口中的不利流条件 Download PDF

Info

Publication number
CN112061404A
CN112061404A CN202010497175.3A CN202010497175A CN112061404A CN 112061404 A CN112061404 A CN 112061404A CN 202010497175 A CN202010497175 A CN 202010497175A CN 112061404 A CN112061404 A CN 112061404A
Authority
CN
China
Prior art keywords
nacelle
recirculation
inlet
leading edge
turbofan
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202010497175.3A
Other languages
English (en)
Inventor
Z·C·霍伊辛顿
F·D·A·P·古铁雷斯
E·D·布朗
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of CN112061404A publication Critical patent/CN112061404A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/002—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer
    • F15D1/0065—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using active means, e.g. supplying external energy or injecting fluid
    • F15D1/008—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using active means, e.g. supplying external energy or injecting fluid comprising fluid injection or suction means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0286—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及减轻机舱入口中的不利流条件。靠近涡轮风扇机舱的前缘的气流基本上正交于涡轮风扇的风扇面被喷射，从而在前缘附近产生吸力并减轻前缘附近的流分离。一个实施例包括涡轮风扇发动机，所述涡轮风扇发动机包括机舱、旁通风扇和再循环通道。再循环通道被设置在机舱内并且在旁通风扇的前缘的下游具有再循环通道入口。再循环通道在旁通风扇的上游具有一个或多个再循环通道出口，所述一个或多个再循环通道出口靠近机舱入口的前缘，其中再循环通道出口将气流从再循环通道引向机舱入口的内边缘以减轻机舱入口的前缘处的流分离。

Description

减轻机舱入口中的不利流条件
技术领域
本公开涉及涡轮风扇领域，并且尤其涉及机舱(nacelles)前缘的流控制。
背景技术
涡轮风扇发动机通常用于大型商用飞机。随着涡轮风扇变大和风扇变宽，容纳风扇的机舱变得越来越短以实现更低的燃料消耗(阻力和重量更低)。然而，较短的机舱，并且尤其是与较短的机舱相关的较短的入口，意味着不利的条件(诸如，大迎角(起飞和过度旋转)或侧风条件)会导致流在入口的前缘后方分离。短入口的前缘半径较小以及与短入口相关的其他特征使得在进入发动机的气流在朝向大致正交于风扇面的方向前进(例如，气流由于大迎角和/或由于侧风而转向)之前转向时流很难保持附着状态。如果流在机舱入口的前缘处分离，则在风扇面处产生的流畸变(总压力降低)是不希望的。分离的流可能会降低性能、增加噪音、并需要使用较重的支撑结构来减轻空气动力引起的振动。因此，期望提供用于入口流控制的解决方案以降低在机舱前缘处的流分离的可能性。
发明内容
靠近涡轮风扇机舱入口的前缘的气流基本上正交于涡轮风扇的风扇面被喷射，从而在前缘附近产生吸力并减轻前缘附近的流分离。减轻机舱的前缘处的流分离能够改善涡轮风扇的性能，特别是在低速运转中。而且，减轻机舱的前缘处的流分离能够减少由于风扇面处的流中断而由涡轮风扇产生的噪声，并且进一步减小由于涡轮风扇中的流畸变引起的振动而在涡轮风扇上产生的应力。
一种实施例包括涡轮风扇发动机，其包括：机舱、旁通风扇和再循环通道。所述再循环通道被设置在所述机舱内并且在所述旁通风扇的前缘下游具有再循环通道入口。所述再循环通道在所述旁通风扇上游具有一个或多个再循环通道出口。所述再循环通道出口靠近机舱入口的前缘，并且所述再循环通道出口将气流从所述再循环通道引向所述机舱入口的内边缘以减轻所述机舱入口的所述前缘处的流分离。
另一实施例包括一种操作涡轮风扇发动机的方法，所述涡轮风扇发动机利用靠近机舱前缘的气流来减轻流分离。所述方法包括产生通过涡轮风扇的机舱中的再循环通道的气流，其中所述再循环通道具有靠近机舱入口的前缘的一个或多个再循环通道出口。所述方法还包括将离开再循环通道出口的气流引向机舱入口的内边缘以减轻机舱入口的前缘处的流分离。
另一实施例包括涡轮风扇发动机，其包括具有机舱入口的机舱和再循环通道。再循环通道被设置在机舱内并且具有靠近机舱入口的前缘的一个或多个再循环通道出口。再循环通道出口将气流从再循环通道引向机舱入口的内边缘。
已经讨论的特征、功能和优点可以在各种实施例中独立地实现，或者可以在其他实施例中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图来看到。
附图说明
现在仅通过示例的方式并且参考附图来描述一些实施例。在所有附图中，相同的附图标记表示相同的元件或相同类型的元件。
图1是现有技术中的典型涡轮风扇的透视图。
图2是在说明性实施例中的利用涡轮风扇发动机的飞机的透视图，该涡轮风扇发动机被增强以减小流分离。
图3是在说明性实施例中的图1的涡轮风扇发动机的透视图。
图4是在说明性实施例中的图3的涡轮风扇发动机的剖视图。
图5是在说明性实施例中的图4的区域的视图。
图6是在说明性实施例中的图2的涡轮风扇发动机的入口处的气流和在再循环通道中的气流的流动图形。
图7A-7B图示在说明性实施例中的不同机舱的比较。
图8是在另一个说明性实施例中的图4的区域的视图。
图9是在说明性实施例中的操作涡轮风扇发动机的方法的流程图，该涡轮风扇发动机利用靠近机舱的前缘的气流来减轻流分离。
图10-16图示在各种说明性实施例中的图9的方法的附加细节。
具体实施方式
附图和以下描述图示了具体的示例性实施例。应当理解，本领域技术人员将能够设计出尽管未在本文中明确描述或示出但体现本文所述原理并且包括在随附说明书的权利要求的预期范围内的各种布置。此外，本文描述的任何示例旨在帮助理解本公开的原理并且将其解释为没有限制。结果，本公开不限于以下描述的特定实施例或示例，而是由权利要求书及其等同物限制。
图1是现有技术中的典型涡轮风扇102的透视图。涡轮风扇102是一种在飞机推进中广泛使用的喷气式发动机。涡轮风扇102同时利用涡轮和风扇来产生推力。具体而言，核心发动机104(例如，涡轮风扇102的涡轮部分)和旁通风扇106(例如，涡轮风扇102的风扇部分)二者都被附接到公共轴108。随着燃料在核心发动机104中燃烧，公共轴108旋转，这也使旁通风扇106旋转。旁通风扇106的旋转产生高速射流110，而来自燃烧燃料的膨胀热气产生低速射流112。高速射流110和低速射流112两者有助于涡轮风扇102产生的总推力。
绕过核心发动机104的空气的质量流量除以通过核心发动机104的空气的质量流量之比称为旁通比。涡轮风扇102通过一起工作的这两个部分的组合产生推力。使用相对于风扇推力更大的喷气推力的发动机被称为低旁通比发动机。相反，风扇推力比喷气推力大得多的发动机被称为高旁通比发动机。当今使用的大多数商用喷气发动机是高旁通比发动机，而大多数战斗机发动机是低旁通比发动机。涡轮风扇被创建以规避涡轮喷气发动机的笨拙功能(即它们在亚音速飞行中效率低下，而这正是当今商业喷气机的运行方式)。
在运行期间，到涡轮风扇102中的正进入空气的一部分进入核心发动机的压缩机114，并被馈送到核心发动机104的燃烧器116。燃料与压缩空气混合，并燃烧以旋转高压涡轮118和公共轴108。当燃烧器116产生的热气体从高压涡轮118膨胀进入低压涡轮120以产生低速射流112时，从燃烧燃料提取机械能。公共轴108通过高压涡轮118和低压涡轮120的旋转还使旁通风扇106转动，从而产生高速射流110。
在某些情况下，当气流在朝向大致正交于旁通风扇106的面的方向前进(例如，气流由于大迎角和/或由于侧风而转向)之前转向时，进入涡轮风扇102的气流很难保持附着到涡轮风扇102的入口表面。如果流在涡轮风扇102的机舱124的前缘122处分离，则在旁通风扇106面处产生的流畸变(总压力降低)是不希望的。分离的流可能会降低性能、增加噪音，并需要使用较重的支撑结构来减轻空气动力引起的振动。
图2是在说明性实施例中利用涡轮风扇发动机202的飞机100的透视图，该涡轮风扇发动机202被增强以减少流分离。在该实施例中，涡轮风扇发动机202利用高旁通比并且还利用短的机舱204，其通常被用来减小阻力和重量。然而，短的机舱204的使用意味着在机舱204的前缘206处的流可能与前缘206分离，这是不希望的。在本文所述的实施例中，涡轮风扇发动机202包括靠近机舱204的前缘206的再循环通道出口208，再循环通道出口208操作以确保机舱204的前缘206处的流不与前缘206分离。再循环通道出口208操作以增加涡轮风扇发动机202的性能，减少由涡轮风扇发动机202产生的噪声，并且减轻空气动力引起的振动，该振动通常是由于与机舱124的前缘122的流分离而产生的(见图1)。在一些实施例中，再循环通道出口208围绕机舱204的入口的内表面连续。
图3是说明性实施例中的涡轮风扇发动机202的透视图。在该实施例中，涡轮风扇发动机202包括具有前缘303的旁通风扇302，其对来自涡轮风扇发动机202的内部的气流提供动力，来自涡轮风扇发动机202的内部的气流从靠近机舱204的前缘206的再循环通道出口208排出。从再循环通道出口208排出的气流在前缘206附近产生吸力，该吸力用于防止进入机舱204的入口304的气流312与机舱204的前缘206分离。
在该实施例中，旁通风扇302由涡轮芯提供动力。然而，在其他实施例中，代替涡轮芯和/或除涡轮芯之外，旁通风扇302(在其他实施例中也称为风扇)由电动机、活塞发动机和/或轴驱动器提供动力。因此，当旁通风扇302由除涡轮芯之外的其他装置提供动力时，本文所述的用于减轻与机舱204的前缘206的流分离的优点同样适用。
图4是在说明性实施例中的沿着图3的线4-4截取的涡轮风扇发动机202的剖视图。在该实施例中，机舱204包括再循环通道402，再循环通道402具有在旁通风扇302的前缘303的下游的再循环通道入口404。再循环通道入口404接收气流(在该视图中未示出)并且将气流引导到再循环通道402中。气流通过再循环通道402朝向机舱204的前缘206行进。该气流离开前缘206附近的再循环通道出口208，并且由旁通风扇302两端的压差和/或由旁通风扇302产生的旁通气流提供动力。
图5是在说明性实施例中的图4的区域406的视图。图5图示了再循环气流502，其由旁通风扇302加压。再循环空气流502进入再循环通道入口404，行进通过再循环通道402流向机舱204的前缘206，并且在再循环通道出口208处离开。在该实施例中，再循环通道出口208包括弯曲部504，弯曲部504将再循环气流502引导回旁通风扇302并远离前缘206。特别地，弯曲部504基本上使再循环气流502的方向转向远离前缘206并且靠近机舱204的入口304的内边缘510，从而引导再循环气流502基本正交于旁通风扇302的面。
沿着内边缘510靠近再循环通道出口208产生吸力，这有助于确保气流312保持附着到入口304的内边缘510。在一些实施例中，再循环气流502在机舱的前缘206附近的相同或不同位置处离开之前被分成多个部分。在一些实施例中，再循环通道402内的叶片508增加旋转分量(围绕机舱204的圆周)以使再循环气流502涡旋。在其他实施例中，再循环气流502的质量流量和/或再循环气流502的压力被发动机引气、电风扇/泵等增强。其他实施例经由被动或主动机构来脉冲再循环气流502。
图6是在说明性实施例中的在入口304处的气流312和再循环气流502的流动图形。在图6中，再循环气流502离开机舱204的前缘206附近的再循环通道402。在离开再循环通道402之前，再循环气流502围绕弯曲部504行进以引导再循环气流502基本正交于旁通风扇302的风扇面。基于再循环气流502，在再循环通道出口208附近产生吸力区域602。该区域中的低压有助于使气流312围绕机舱204的前缘206转向，以最小化仅形成在再循环通道出口208上游的流分离604。
再循环通道出口208的宽度606能够用于控制再循环气流502的质量流量，其中较低的宽度通常减小再循环气流502的质量流量。增加再循环通道402的宽度608会降低再循环通道402中的流动速度，减小压力损失，并且还增加再循环气流502的质量流量。在该实施例中，再循环通道出口208的宽度606小于再循环通道402的宽度608。再循环通道出口208的下游，吸力区域602减小了围绕机舱204的前缘206转向的气流312所需的转向角。这是因为离开再循环通道出口208的再循环气流502在机舱204的前缘206下游形成一层空气，从而有效地将再循环气流502从再循环通道出口208的宽度606增厚到吸力区域602的宽度610。
图7图示了在说明性实施例中的不同机舱的比较。特别地，图7图示了再循环通道402如何允许明显更短和更薄的机舱。传统的机舱702接近机舱前缘厚度/风扇直径的极限，以在35节的侧风期间保持附着流，同时在巡航期间仍保持可接受的阻力。以相同的风扇直径图示了使用再循环通道402的概念机舱704。在缺少再循环通道402或禁用再循环通道402的情况下，概念机舱704在静态侧风或过度旋转起飞条件期间无法维持附着流。传统机舱702和概念机舱704在靠近区域708-709的前缘706-707处具有相似的曲率半径。这是因为这两个概念均接近于在流分离之前可能具有最小转向半径的极限，这导致在静态侧风条件下具有相似的半径和相似的超音速流速。在区域708-709的下游，由于由再循环气流502产生的技术效果，在传统机舱702和/或概念机舱704中使用再循环通道402可以实现较低的曲率半径。
通常，利用再循环通道402的机舱的前缘的理想形状可能比传统机舱更钝(例如，如果两者均按比例缩放到相同的厚度)。设计有再循环通道402的机舱也比短机舱钝，该短机舱被设计成在低速(例如，在地面)操作期间具有分离的流。例如，再循环通道出口208的宽度606(参见图6)是机舱204的弦306的0.45％，机舱204的厚度308的4.2％以及旁通风扇302的半径310的0.58％(参见图3)。
图8是在另一说明性实施例中的图4的区域406的视图。在该实施例中，铲(scoop)802位于再循环通道入口404附近。在一些实施例中，铲802是可缩回的。例如，铲802在起飞和着陆期间延伸到旁通风扇302的前缘303的下游形成的旁通通道804中以增加再循环气流502。铲802在巡航期间从旁通通道804缩回以减少和/或消除再循环气流502。在除起飞和着陆以外的飞行条件期间，可能需要停止或减少再循环气流502以减少阻力，减少再循环通道402内的碎屑堆积或改善涡轮风扇发动机202的噪音特征。如果使用铲802，这可以通过将铲802从旁通通道804中缩回来实现。如果不使用铲802，则在巡航期间可以机械地阻塞再循环通道出口208、再循环通道入口404和/或再循环通道402。
再循环通道402可以内置在用于旁通风扇302的风扇盒中，或者可以绕过和/或越过风扇盒。再循环通道402的宽度608的增加(见图6)减小了再循环气流502的速度，减小了在再循环通道402上的阻力，并增加了再循环气流502的效率。在某些情况下，风扇盒和机舱204的外蒙皮之间的区域可以被用于再循环通道402。再循环通道402还可包括减少水和/或碎屑积聚的特征，例如排水口和颗粒分离器。
尽管已经将再循环通道出口208、再循环通道402和再循环通道入口404图示为具有特定配置，但是其他实施例可以根据需要利用其他配置。例如，再循环通道入口404可以与旁通通道804齐平，或者延伸到旁通通道804中。再循环通道入口404可以具有固定或可变的几何形状。可伸缩门(未示出)或其他特征可用于启动、停止或改变再循环气流502。再循环通道入口404和/或再循环通道出口208可围绕机舱204的内部周向地延伸，或可位于围绕机舱204的内部的特定位置处。在一些实施例中，再循环通道入口404的位置可以与用于推力反向的流动路径组合。在其他实施例中，再循环通道入口404的位置可以靠近用于改变旁通风扇302的喷嘴出口面积的机构。
图9是在说明性实施例中的操作涡轮风扇发动机的方法900的流程图，该涡轮风扇发动机利用靠近机舱的前缘的气流来减轻流分离。图10-15示出了各种说明性实施例中的方法900的附加细节。虽然将关于飞机100的涡轮风扇发动机202讨论方法900，但是方法900可以应用于未示出的其他涡轮风扇发动机。方法900的步骤可以包括未示出的其他步骤。而且，可以以替代顺序执行步骤。
考虑飞机100准备开始飞行操作。启动涡轮风扇发动机202，其产生通过再循环通道402的再循环气流502(参见图9，步骤902)。再循环气流502朝向机舱204的前缘206行进通过再循环通道402，在前缘206处再循环气流502离开再循环通道出口208并且由弯曲部504引向机舱204的入口304的内边缘510。如前所述，再循环气流502运行以减轻沿机舱204的入口304的内表面的流分离(见图9，步骤904和图5)。
在一些情况下，基于旁通风扇302两端的压差产生再循环气流502(参见图10，步骤1002和图5)。在其他情况下，基于铲802的使用产生再循环气流502，使用铲802将涡轮风扇发动机202的旁通通道804中的气流引导到再循环通道入口404中(参见图11，步骤1102和图8)。在某些情况下，铲802用于通过延伸进入旁通通道804并从旁通通道804缩回来修改再循环气流502(参见图12，步骤1202)。在某些情况下，铲802在缩回位置时覆盖再循环通道入口404。
在某些情况下，叶片508被用于向旋转气流502添加旋转分量(见图13，步骤1302)。旋转分量可以被认为是涡旋。相对于旁通风扇302的面的法向，该涡旋可以是顺时针方向或逆时针方向。在某些情况下，该涡旋有助于进一步减轻流分离。
在飞机100的飞行操作期间，在一些实施例中，期望修改再循环气流502的流率(参见图14，步骤1402)。例如，通过在着陆操作和/或起飞操作期间增加流率(参见图15，步骤1502)。通常，由于侧风、过度旋转等，在着陆和起飞期间流分离的可能性更大。在巡航期间，流分离的可能性较小。因此，在一些实施例中，期望在巡航期间减少或终止再循环气流502(参见图16，步骤1602)，因为这可以稍微减小涡轮风扇发动机202上的阻力。
靠近涡轮风扇入口的前缘使用气流喷射能够确保流在侧风和/或过度旋转期间附接到入口，从而改善涡轮风扇的性能，减少由涡轮风扇产生的噪音，以及进一步减少涡轮风扇产生的空气动力振动。
尽管在此描述了特定的实施例，但是范围不限于那些特定的实施例。而是，范围由所附权利要求及其任何等同物限定。
条款1.一种涡轮风扇发动机，其包括：机舱；旁通风扇；和再循环通道，所述再循环通道被设置在所述机舱内并且具有在所述旁通风扇的前缘下游的再循环通道入口和在所述旁通风扇上游的一个或多个再循环通道出口，其中所述再循环通道出口靠近机舱入口的前缘，其中所述再循环通道出口将气流从所述再循环通道引向所述机舱入口的内边缘以减轻所述机舱入口的所述前缘处的流分离。
条款2.根据条款1所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道出口围绕所述机舱的所述内边缘周向设置。
条款3.根据条款2所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道出口包括围绕所述机舱的所述内边缘周向设置的连续出口。
条款4.根据条款2所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道包括叶片，所述叶片被配置为向离开所述再循环通道出口的气流增加旋转分量。
条款5.根据条款1所述的涡轮风扇发动机，还包括：靠近所述再循环通道入口的铲，所述铲被配置为延伸到所述涡轮风扇发动机的旁通通道中以将所述旁通通道中的气流引导到所述再循环通道入口中。
条款6.根据条款5所述的涡轮风扇发动机，其中：所述铲被配置为从所述旁通通道缩回。
条款7.根据条款1所述的涡轮风扇发动机，其中：离开所述再循环通道出口的气流在所述再循环通道出口附近和下游产生吸力以减轻所述机舱入口的所述前缘处的所述流分离。
条款8.一种方法，其包括：产生通过涡轮风扇的机舱中的再循环通道的气流，所述再循环通道具有靠近所述机舱入口的前缘的一个或多个再循环通道出口；以及将离开所述再循环通道出口的气流引向所述机舱入口的内边缘以减轻所述机舱入口的所述前缘处的流分离。
条款9.根据条款8所述的方法，其中，产生所述气流包括：在所述再循环通道出口和位于所述涡轮风扇的旁通通道中的至少一个再循环通道入口之间产生压力差。
条款10.根据条款8所述的方法，其中产生所述气流包括：使用铲将所述涡轮风扇的旁通通道中的气流引导到至少一个再循环通道入口中。
条款11.根据条款10所述的方法，其还包括：通过使所述铲从所述旁通通道缩回来修改所述再循环通道中的气流。
条款12.根据条款8所述的方法，其还包括：利用在所述再循环通道内的叶片向离开所述再循环通道出口的气流添加旋转分量。
条款13.根据条款8所述的方法，其中产生所述气流包括：
在飞行操作期间修改通过所述再循环通道的所述气流的流率。
条款14.根据条款13所述的方法，其中修改所述流率还包括：在着陆和起飞期间增加所述流率。
条款15.根据条款13所述的方法，其中修改所述流率还包括：在巡航期间减小所述流率。
条款16.一种涡轮风扇发动机，其包括具有机舱入口的机舱；和再循环通道，所述再循环通道被设置在机舱内并且具有靠近机舱入口的前缘的一个或多个再循环通道出口，其中所述再循环通道出口将气流从所述再循环通道引向所述机舱入口的内边缘。
条款17.根据条款16所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道出口围绕所述机舱入口的内边缘周向设置。
条款18.根据条款17所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道出口包括围绕所述机舱入口的内边缘周向设置的连续出口。
条款19.根据条款17所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道包括叶片，所述叶片被配置为向离开所述再循环通道出口的气流添加旋转分量。
条款20.根据条款16所述的涡轮风扇发动机，其中：所述再循环通道包括设置在所述涡轮风扇发动机的旁通通道中的至少一个再循环通道入口。

Claims (10)

1.一种涡轮风扇发动机，其包括：
机舱；
旁通风扇；和
再循环通道，所述再循环通道被设置在所述机舱内并且具有在所述旁通风扇的前缘下游的再循环通道入口和在所述旁通风扇的上游的一个或多个再循环通道出口，
其中所述再循环通道出口靠近机舱入口的前缘，
其中所述再循环通道出口将气流从所述再循环通道引向所述机舱入口的内边缘以减轻所述机舱入口的所述前缘处的流分离。
2.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其中：
所述再循环通道出口围绕所述机舱的所述内边缘周向设置。
3.根据权利要求2所述的涡轮风扇发动机，其中：
所述再循环通道出口包括围绕所述机舱的所述内边缘周向设置的连续出口。
4.根据权利要求2所述的涡轮风扇发动机，其中：
所述再循环通道包括叶片，所述叶片被配置为向离开所述再循环通道出口的气流增加旋转分量。
5.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，还包括：
靠近所述再循环通道入口的铲，所述铲被配置为延伸到所述涡轮风扇发动机的旁通通道中以将所述旁通通道中的气流引导到所述再循环通道入口中。
6.根据权利要求5所述的涡轮风扇发动机，其中：
所述铲被配置为从所述旁通通道缩回。
7.根据权利要求1所述的涡轮风扇发动机，其中：
离开所述再循环通道出口的气流在所述再循环通道出口附近和下游产生吸力以减轻所述机舱入口的所述前缘处的所述流分离。
8.一种方法，其包括：
产生通过涡轮风扇的机舱中的再循环通道的气流，所述再循环通道具有靠近机舱入口的前缘的一个或多个再循环通道出口；以及
将离开所述再循环通道出口的气流引向所述机舱入口的内边缘以减轻所述机舱入口的所述前缘处的流分离。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，产生所述气流包括：
在所述再循环通道出口和位于所述涡轮风扇的旁通通道中的至少一个再循环通道入口之间产生压力差。
10.根据权利要求8所述的方法，其中产生所述气流包括：
使用铲将所述涡轮风扇的旁通通道中的气流引导到至少一个再循环通道入口中。
CN202010497175.3A 2019-06-10 2020-06-04 减轻机舱入口中的不利流条件 Pending CN112061404A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/436,293 2019-06-10
US16/436,293 US20200386107A1 (en) 2019-06-10 2019-06-10 Mitigation of adverse flow conditions in a nacelle inlet

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112061404A true CN112061404A (zh) 2020-12-11

Family

ID=70857094

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010497175.3A Pending CN112061404A (zh) 2019-06-10 2020-06-04 减轻机舱入口中的不利流条件

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20200386107A1 (zh)
EP (1) EP3751113A1 (zh)
CN (1) CN112061404A (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11828237B2 (en) 2020-04-28 2023-11-28 General Electric Company Methods and apparatus to control air flow separation of an engine
US11333079B2 (en) * 2020-04-28 2022-05-17 General Electric Company Methods and apparatus to detect air flow separation of an engine
US11408349B2 (en) * 2020-08-14 2022-08-09 Raytheon Technologies Corporation Active flow control transpirational flow acoustically lined guide vane
US11512608B2 (en) 2020-08-14 2022-11-29 Raytheon Technologies Corporation Passive transpirational flow acoustically lined guide vane
US11946379B2 (en) * 2021-12-22 2024-04-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine engine fan case with manifolded tip injection air recirculation passages
US11732612B2 (en) * 2021-12-22 2023-08-22 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine engine fan track liner with tip injection air recirculation passage

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5431533A (en) * 1993-10-15 1995-07-11 United Technologies Corporation Active vaned passage casing treatment
US20080164378A1 (en) * 2007-01-04 2008-07-10 Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Boundary-Layer-Ingesting Inlet Flow Control System
EP2009263A2 (en) * 2007-06-26 2008-12-31 United Technologies Corporation Tangential anti-swirl air supply
US20090140104A1 (en) * 2007-12-03 2009-06-04 Airbus France Turbojet nacelle and method for controlling separation in a turbojet nacelle
US20120031501A1 (en) * 2010-08-09 2012-02-09 Yen Tuan Aviation engine inlet with tangential blowing for buzz saw noise control
CN107916993A (zh) * 2016-10-07 2018-04-17 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的排放阀组件

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA2133793A1 (en) * 1994-10-06 1996-04-07 William E. Carscallen Inter compressor duct variable geometry annular diffuser/bleed valve
US8657567B2 (en) * 2007-05-29 2014-02-25 United Technologies Corporation Nacelle compartment plenum for bleed air flow delivery system
FR2970465B1 (fr) * 2011-01-19 2013-10-11 Aircelle Sa Nacelle pour un turboreacteur d'aeronef double flux.
US10876549B2 (en) * 2019-04-05 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Tandem stators with flow recirculation conduit

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5431533A (en) * 1993-10-15 1995-07-11 United Technologies Corporation Active vaned passage casing treatment
US20080164378A1 (en) * 2007-01-04 2008-07-10 Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Boundary-Layer-Ingesting Inlet Flow Control System
EP2009263A2 (en) * 2007-06-26 2008-12-31 United Technologies Corporation Tangential anti-swirl air supply
US20090140104A1 (en) * 2007-12-03 2009-06-04 Airbus France Turbojet nacelle and method for controlling separation in a turbojet nacelle
US20120031501A1 (en) * 2010-08-09 2012-02-09 Yen Tuan Aviation engine inlet with tangential blowing for buzz saw noise control
CN107916993A (zh) * 2016-10-07 2018-04-17 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的排放阀组件

Also Published As

Publication number Publication date
EP3751113A1 (en) 2020-12-16
US20200386107A1 (en) 2020-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112061404A (zh) 减轻机舱入口中的不利流条件
JP4619089B2 (ja) 固定ジオメトリ入口を備えたｆｌａｄｅガスタービンエンジン
EP2098714B1 (en) High bypass-ratio turbofan jet engine
US7887287B2 (en) Turbofan jet engine
JP4953924B2 (ja) 内側及び外側翼形部間のシュラウドの位置において異なる内側及び外側翼形部食違い角を有するｆｌａｄｅファン
US7891163B2 (en) Engine
RU2499739C2 (ru) Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата
EP2410165B1 (en) Gas turbine with noise attenuating variable area fan nozzle
CN107848629B (zh) 在机身后部上包括具有风扇的推进组件的飞机
CN111108262B (zh) 涡轮机风扇整流器叶片、包括这种叶片的涡轮机组件以及装备有所述叶片或所述组件的涡轮机
EP2077963B1 (en) Gas turbine nacelle comprising a passive boundary layer bleed system
JP6378736B2 (ja) ジェットエンジン排気用圧縮カウル
GB2445555A (en) An aircraft with empennage functions provided by rear engine nacelles
EP2685065B1 (en) Propeller gas turbine engine
EP2447519B1 (en) Gas turbine engine with variable area fan nozzle
CN104837726A (zh) 涡轮机的螺旋桨叶片
CN107923342B (zh) 包括推力反向装置的飞行器推进组件
US11078870B2 (en) Method and system for a stowable bell-mouth scoop
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
US10662895B2 (en) Aircraft gas turbine engine nacelle
US20190210710A1 (en) Engine nacelle for an aircraft
US10287987B2 (en) Noise reducing vane
EP2809936B1 (en) Gas turbine engine with improved fuel efficiency
RU2454354C2 (ru) Реактивный двигатель сверхзвукового летательного аппарата
EP2918777B1 (en) Method for optimizing a vane to reduce noise

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination