本發(fā)明專利技術(shù)涉及一種用于控制飛機(jī)氣體-渦輪引擎的移動(dòng)葉片的尖端與圍繞所述葉片的外殼體的渦輪罩之間的間隙(38)的系統(tǒng)，該方法包括：根據(jù)引擎的運(yùn)轉(zhuǎn)速度，控制位于通到該引擎的壓縮機(jī)的級(jí)，并引入位于渦輪罩外表面附近并被供應(yīng)以僅來(lái)自所述壓縮機(jī)級(jí)的空氣的控制室的空氣管中的閥。此閥在對(duì)應(yīng)于由所述引擎推進(jìn)的飛機(jī)的起飛和爬升階段的高速運(yùn)轉(zhuǎn)階段(TO+CL)過(guò)程中和在對(duì)應(yīng)于所述飛機(jī)的巡航階段的高速階段后的額定速度階段(CR)過(guò)程中，該閥被打開(kāi)以冷卻所述渦輪罩。本發(fā)明專利技術(shù)還涉及一種實(shí)施此方法的系統(tǒng)。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
【國(guó)外來(lái)華專利技術(shù)】
本專利技術(shù)涉及用于飛機(jī)氣體-渦輪引擎的渦輪機(jī)渦輪的通常領(lǐng)域。其更具體涉及在一方面，渦輪轉(zhuǎn)子的移動(dòng)葉片的尖端，與另一方面，包圍葉片的外殼的渦輪罩之間的間隙的控制。
技術(shù)介紹
為了提高渦輪的性能，將存在于渦輪葉片尖端與圍繞葉片的罩之間的間隙盡可能減到最小為一已知的實(shí)踐。此葉片尖端間隙取決于旋轉(zhuǎn)部分(構(gòu)成葉片轉(zhuǎn)子的盤(pán)和葉片)與固定部分(外殼，包括作為其一部分的渦輪罩)之間的尺寸變化。這些尺寸變化均緣于熱源(與葉片、盤(pán)和殼體的溫度變化相聯(lián)系)和機(jī)械源(具體與施加在渦輪轉(zhuǎn)子上的離心力相聯(lián)系)。為使此間隙最小，憑借主動(dòng)控制系統(tǒng)是已知的實(shí)踐。這些系統(tǒng)通常通過(guò)將來(lái)自一壓縮機(jī)和/或渦輪引擎的風(fēng)扇的冷空氣引到渦輪罩的外表面上而運(yùn)轉(zhuǎn)。傳送到渦輪罩的外表面上的冷空氣具有冷卻渦輪罩的外表面的效果，以限制其熱膨脹。這樣的主動(dòng)控制由例如渦輪引擎的全權(quán)控制系統(tǒng)(或FADEC)所控制，并由其不同運(yùn)轉(zhuǎn)水平所決定。文獻(xiàn)EP 1，860，281描述了主動(dòng)控制系統(tǒng)的一個(gè)例子，其中來(lái)自渦輪引擎風(fēng)扇的空氣在巡航飛行階段過(guò)程中冷卻渦輪罩。然而，這樣的系統(tǒng)具有不少缺點(diǎn)，例如其在渦輪引擎的機(jī)艙內(nèi)占用較大空間，強(qiáng)烈依賴其在存在于引擎機(jī)艙內(nèi)的氣動(dòng)熱條件的效果，以及與來(lái)自不參與提供推力的風(fēng)扇的氣流的流出相聯(lián)系的性能損失。另一主動(dòng)控制系統(tǒng)包括在渦輪引擎的壓縮機(jī)的兩個(gè)不同階段流出空氣，以及調(diào)節(jié)每個(gè)這些流出的流的傳送，以控制引到渦輪罩外表面上的混合物的溫度。這樣的系統(tǒng)盡管有效，但其顯現(xiàn)出采用復(fù)雜和大體積的閥以調(diào)節(jié)冷卻氣流的缺點(diǎn)。特別是，對(duì)于應(yīng)用到較小渦輪引擎的情況，使用這樣的閥在質(zhì)量(mass)和成本方面都不是很理想。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
因此，本專利技術(shù)的主要目的是克服上述缺點(diǎn)，提供一種在質(zhì)量和成本方面要求最低的主動(dòng)控制方案。此目的通過(guò)用于控制飛機(jī)氣體-渦輪引擎的渦輪轉(zhuǎn)子的移動(dòng)葉片的尖端與葉片周圍的外殼的渦輪罩之間的間隙的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)，該方法包括根據(jù)引擎的運(yùn)轉(zhuǎn)速度，控制位于通到該引擎的壓縮機(jī)級(jí)并引入位于渦輪罩外表面附近的一控制室的一空氣管中的閥，所述控制室被供應(yīng)以僅來(lái)自所述壓縮機(jī)級(jí)的空氣。根據(jù)本專利技術(shù)，在對(duì)應(yīng)于由引擎所推進(jìn)的飛機(jī)的起飛和爬升階段的高速運(yùn)轉(zhuǎn)階段過(guò)程中和在對(duì)應(yīng)于所述飛機(jī)的巡航階段的高速階段后的額定速度階段過(guò)程中，該閥被打開(kāi)以冷卻外殼的渦輪罩。相關(guān)地，本專利技術(shù)提供一種用于控制飛機(jī)氣體渦輪引擎的渦輪轉(zhuǎn)子的葉片尖端和圍繞葉片的外殼體的渦輪罩之間的間隙的系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括一空氣管，該空氣管設(shè)計(jì)為在引擎的壓縮機(jī)級(jí)打開(kāi)，并通向一控制室，該控制室定位為圍繞渦輪罩的外表面，并被供應(yīng)以僅由所述壓縮機(jī)級(jí)流出的空氣，一位于所述空氣管中的閥，和一電路，該電路能夠控制所述閥，以在對(duì)應(yīng)于由引擎所推進(jìn)的飛機(jī)的起飛和爬升階段的高速運(yùn)轉(zhuǎn)階段過(guò)程中和在對(duì)應(yīng)于所述飛機(jī)的巡航階段的高速階段后的額定速度階段過(guò)程中將其打開(kāi)。在高速階段，其意味著大于渦輪引擎的額定速度階段的速度階段。在一飛機(jī)渦輪引擎中，額定速度階段是飛行巡航階段，在飛行的大部分時(shí)間將選擇該階段，而高速階段是高于該飛行巡航階段的階段，特別用于飛機(jī)的起飛和爬升階段。本專利技術(shù)的不尋常之處特別在于，其在壓縮機(jī)處使用一單獨(dú)的空氣栓，其保證有足夠的壓力差以確保冷空氣傳送到渦輪罩(該控制室僅展示單一的和唯一的空氣供應(yīng)源)。另外，在壓縮機(jī)處流出的此空氣僅傳送到該控制室中，并不供應(yīng)給該引擎的任何其他部件。而且，當(dāng)該閥被關(guān)閉時(shí)，沒(méi)有空氣真正從壓縮機(jī)流出，這限制其內(nèi)的壓頭損失。以這種方式可將引擎中的氣管和氣栓減到最小，并使用可能的最簡(jiǎn)單的閥(在結(jié)構(gòu)和控制方面)。其結(jié)果是具有較小質(zhì)量的低成本控制系統(tǒng)。優(yōu)選地，該閥在額定速度階段后并對(duì)應(yīng)于飛機(jī)著陸前的接近階段的飛行怠速階段過(guò)程中關(guān)閉。同樣優(yōu)選地，該閥在額定速度階段前并對(duì)應(yīng)于起飛前的飛機(jī)滑行階段的地面怠速階段過(guò)程中關(guān)閉。渦輪機(jī)的該怠速階段是一低于渦輪機(jī)額定速度階段的水平。在飛機(jī)氣體渦輪引擎中，怠速階段因而是低于飛行巡航階段的階段。有利地，空氣傳送至渦輪罩的外表面在高速階段與額定速度階段之間轉(zhuǎn)換過(guò)程中逐漸減小。在可變位置閥的情況下，空氣傳送的此種漸減可通過(guò)逐漸關(guān)閉該閥而獲得。在雙位閥的情況下，該空氣傳送的漸減可通過(guò)改變?cè)撻y的打開(kāi)和關(guān)閉階段來(lái)獲得。本專利技術(shù)還提供一種具有前面所限定的間隙控制系統(tǒng)的飛機(jī)氣體渦輪引擎。附圖說(shuō)明參照附圖，通過(guò)以下描述本專利技術(shù)的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將呈現(xiàn)，所述附示出并非限定性的本專利技術(shù)的實(shí)施例。其中圖1是配備有根據(jù)本專利技術(shù)的控制系統(tǒng)的氣體渦輪航空引擎的示意性縱向截面圖；圖2是圖1中引擎的放大圖，具體顯示其高壓渦輪；圖3顯示一組曲線，所述曲線圖示出在氣體渦輪航空引擎中運(yùn)轉(zhuǎn)水平的一個(gè)變化轉(zhuǎn)子與定子的徑向尺寸的對(duì)應(yīng)變化；以及圖4A-4C顯示表示用于根據(jù)本專利技術(shù)的控制系統(tǒng)一實(shí)施例中的雙位閥的控制的例子的曲線。具體實(shí)施例方式圖1示意性地顯示該旁路的雙軸型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)10，本專利技術(shù)特別應(yīng)用于該類型。當(dāng)然，本專利技術(shù)也不限于此特別類型的氣體渦輪航空引擎。眾所周知，該具有縱軸X-X的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)10具體包括一風(fēng)扇12，該風(fēng)扇將空氣流傳送到主流道14中和與該主流道同軸的次流道16中。沿穿過(guò)主流道14的氣流流動(dòng)方向從上游到下游，該主流道14包括低壓壓縮機(jī)18、高壓壓縮機(jī)20、燃燒室22、高壓渦輪24和低壓渦輪26。在圖2中更精確地顯示，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪包括一轉(zhuǎn)子，該轉(zhuǎn)子包括盤(pán)28，在該盤(pán)28上安裝有多個(gè)移動(dòng)葉片30，所述葉片位于主流道14中。該轉(zhuǎn)子由渦輪殼體32所包圍，該渦輪殼體32包括渦輪罩34，渦輪罩34通過(guò)安裝托架37由外渦輪殼體36所承載。渦輪罩34可由多個(gè)相鄰的節(jié)形成。在內(nèi)側(cè)，其配備有耐磨材料的層34a，并圍繞該轉(zhuǎn)子的葉片30，留下與它們尖端30a的間隙38。根據(jù)本專利技術(shù)，提供一系統(tǒng)，其可通過(guò)以可控的方式減小外渦輪殼體36的內(nèi)直徑來(lái)控制間隙38。為此，一控制室40設(shè)置在渦輪殼體36周圍。此室利用一空氣管42來(lái)接收冷空氣，該空氣管42在其上游端(例如利用本身已知因此未在圖中顯示的通氣口)通到在高壓壓縮機(jī)20的一個(gè)級(jí)處的主流的通道內(nèi)。特別是，該控制室僅通過(guò)此在壓縮機(jī)處的單一龍頭(無(wú)供應(yīng)該室的其他空氣源)來(lái)供應(yīng)以空氣。在空氣管42中循環(huán)的冷空氣(利用例如控制室40壁上的多個(gè)通孔)完全流出到外渦輪殼體36上，使其冷卻，因而減小其內(nèi)直徑。特別是，在高壓壓縮機(jī)級(jí)流出的空氣并不提供給除了該控制室以外的任何其他部件。如圖1中所示，閥44設(shè)置在空氣管42中。此閥由取決于該渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)水平的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的全權(quán)控制系統(tǒng)(或FADEC)46所控制。通過(guò)控制作為飛機(jī)不同飛行階段的函數(shù)的閥44，可在該任務(wù)過(guò)程中改變外渦輪殼體36的內(nèi)直徑-并因此改變所述渦輪罩34的內(nèi)直徑-從而控制渦輪罩與高壓渦輪轉(zhuǎn)子的葉片30的尖端之間的間隙。圖3顯示通過(guò)根據(jù)本專利技術(shù)的控制系統(tǒng)和方法所獲得的在飛機(jī)的典型任務(wù)過(guò)程中間隙38的變化。在此圖中顯示了不同的曲線，即曲線100圖示該渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓軸的旋轉(zhuǎn)速度，曲線200圖示高壓渦輪轉(zhuǎn)子(盤(pán)28和葉片30)的外直徑，曲線300圖示由根據(jù)本專利技術(shù)的控制系統(tǒng)所控制的高壓渦輪的定子(外渦輪殼體36和渦輪罩23)的內(nèi)直徑，曲線300a(虛線)圖示無(wú)控制下的定子的內(nèi)直徑。這些不同曲線根據(jù)表示一典型任務(wù)的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)轉(zhuǎn)的不本文檔來(lái)自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
【技術(shù)特征摘要】
【國(guó)外來(lái)華專利技術(shù)】2010.06.03 FR 10543661.一種用于控制飛機(jī)氣體-渦輪引擎的渦輪轉(zhuǎn)子的移動(dòng)葉片(30)的尖端與葉片周圍的外殼(36)的渦輪罩(34)之間的間隙(38)的方法，該方法包括根據(jù)引擎的運(yùn)轉(zhuǎn)速度，控制位于通到該引擎的壓縮機(jī)(20)級(jí)中并引入位于渦輪罩外表面附近的一控制室(40)的一空氣管(42)中的閥(44)，所述控制室被供應(yīng)以僅來(lái)自所述壓縮機(jī)級(jí)的空氣，其特征在于， 在對(duì)應(yīng)于由所述引擎推進(jìn)的飛機(jī)的起飛和爬升階段的高速運(yùn)轉(zhuǎn)階段過(guò)程中和在對(duì)應(yīng)于所述飛機(jī)的巡航階段的高速階段后的額定速度階段過(guò)程中，該閥被打開(kāi)以冷卻所述外殼(36) 的渦輪罩(34)。2.如權(quán)利要求1所述的方法，其中所述閥在所述額定速度階段后并對(duì)應(yīng)于飛機(jī)著陸前的接近階段的飛行怠速階段過(guò)程中關(guān)閉。3.如權(quán)利要求1或2所述的方法，其中所述閥在所述額定速度階段前并對(duì)應(yīng)于飛機(jī)起飛前的滑行階段的地面怠速階段過(guò)程中關(guān)閉。4.如權(quán)利要求1-3中任何一項(xiàng)所述的方法,其中空氣朝向所述潤(rùn)輪罩外表面的傳送在高速階段與額定速度階段之間的轉(zhuǎn)換過(guò)程中逐漸減小。5.如...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：達(dá)米恩·邦諾，馬克·羅斯瑪麗，弗蘭克·羅杰·丹尼斯·達(dá)納斯，布魯諾·羅伯特·加利，
申請(qǐng)(專利權(quán))人：斯奈克瑪，
類型：
國(guó)別省市：
還沒(méi)有人留言評(píng)論。發(fā)表了對(duì)其他瀏覽者有用的留言會(huì)獲得科技券。