用于压缩机导叶前缘辅助导叶的方法及系统技术方案

本申请涉及一种用于压缩机导叶前缘辅助导叶的方法及系统。其中，提供了一种管理压缩机中的负入射的设备及方法。该设备包括第一排静止主导叶，以及从主导叶的前缘附近的压缩机静止壳沿径向向内延伸的第二排静止辅助导叶。流动通道限定在第二排辅助导叶的辅助导叶的压力侧与这一排主导叶的相邻主导叶的吸入侧之间。

Method and system for auxiliary guide vane of compressor guide vane leading edge

The present application relates to a method and system for an auxiliary guide vane at the leading edge of a compressor guide vane. The invention provides a device and a method for managing the negative incidence in a compressor. The device comprises a first row of stationary leading vanes and a second row of stationary auxiliary vanes extending radially inward from the compressor stationary shell near the leading edge of the leading vane. The flow passage is limited between the pressure side of the secondary guide vane in the second row and the suction side of the adjacent leading vane in the second row.

【技术实现步骤摘要】
用于压缩机导叶前缘辅助导叶的方法及系统关于联邦政府资助研发的声明本文的公开内容是在国防部(DOD)空军授予的合同号FA8650-15-D-2501的政府支持下做出的。美国政府可对本申请和任何产生的专利有一定权利。
技术介绍
本公开内容的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，且更具体地涉及用于管理使用辅助导叶的可变循环燃气涡轮发动机高压压缩机定子导叶中的负入射的方法及系统。至少一些已知的可变或自适应循环发动机构造成在固定飞行状态下有效地操作，如，亚音速、跨音速和超音速，且其可有效地改变以受控方式操作的压缩机。在宽范围的操作状态期间，高压压缩机定子导叶可在负入射下操作，其可导致高压压缩机定子的导叶的压力表面上的高度三维分离流。可变循环的发动机中的负入射下的压缩机导叶的操作可导致会不利地影响发动机性能、效率和/或可操作性的状态，或会缩短导叶的预期寿命。在负入射下操作或在超过一定阈值的负入射下操作的一个状态是从高压压缩机导叶的表面的阻流体类型的流体分离。此类分离可将非期望的振动模式引入导叶或下游的导叶。此外，分离可引起高压压缩机和/或发动机总体性能的显著损失。
技术实现思路
一方面，用于可变循环燃气涡轮发动机的高压压缩机的一排静止导叶对包括第一排主导叶，其从高压压缩机的壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕壳的第一轴向位置间隔开。第一排主导叶中的各个主导叶包括联接到壳上的导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的主导叶。主导叶包括从壳到远侧末梢端的第一高度、在主导叶的前缘与主导叶的后缘之间的弦长，以及厚度。可变循环飞行器燃气涡轮发动机还包括第二排辅助导叶，其从壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕壳的第二轴向位置间隔开，其中第二轴向位置不同于第一轴向位置。第二排辅助导叶中的各个辅助导叶包括联接到壳上的辅助导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的辅助导叶本体。辅助导叶包括从壳到远侧末梢端的第二高度、在辅助导叶的前缘与辅助导叶的后缘之间延伸的弦长，以及厚度。可变循环飞行器燃气涡轮发动机还包括限定在第二排辅助导叶中的辅助导叶的压力侧与第一排主导叶中的相邻主导叶的吸入侧之间的流动通道。可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸到辅助导叶的后缘。还可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸至主导叶的局部最大厚度前方的位置。辅助导叶的前缘可定位在主导叶的前缘的轴向前方。还可选地，可变循环飞行器燃气涡轮发动机形成高压压缩机的较后级。可选地，第二高度大致等于第一高度。还可选地，第二高度小于第一高度。另一方面，一种管理高压压缩机中的负入射的方法包括将流体流导送至高压压缩机的一排多个导叶组件，其中多个导叶组件围绕高压压缩机的壳的表面间隔开。多个导叶组件包括与一排辅助导叶交错的一排主导叶。该方法还包括将流体流的至少一部分导送穿过由一排辅助导叶中的辅助导叶的压力侧和一排主导叶中的相邻主导叶的吸入侧限定的流动通道。可选地，该方法包括在流体流进入流动通道之前沿高压压缩机辅助导叶的压力侧导送流体流。还可选地，该方法包括使用穿过流动通道的流体流来保持高压压缩机主导叶上的预定入射角。该方法还可包括保持高压压缩机主导叶上的入射角小于或等于六十度。可选地，该方法包括保持高压压缩机主导叶上的入射角小于或等于二十度。该方法还可包括使用穿过流动通道的流体流来保持高压压缩机主导叶上的非负入射角。又一方面，一种可变循环燃气涡轮发动机包括将流体流导送穿过可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(BPR)和风扇压力比(FPR)中的至少一个。可变循环燃气涡轮发动机还包括高压压缩机转子组件，其包括经由可围绕纵轴线旋转的轴联接的一个或多个叶片部件，以及至少部分地包绕高压压缩机转子组件的静止高压压缩机壳。多个高压压缩机导叶对沿周向围绕静止高压压缩机壳的第一轴向位置间隔开。多个导叶对的主导叶和辅助导叶中的各个包括前缘、后缘和在其间延伸的本体。各个导叶还包括吸入侧和相对的压力侧。流动通道限定在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间，邻近主导叶的前缘。可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸到辅助导叶的后缘。还可选地，流动通道在辅助导叶的压力侧与主导叶的吸入侧之间从主导叶的前缘延伸至主导叶的局部最大厚度前方的位置。主导叶的前缘可沿轴向定位在辅助导叶的前缘前方。可选地，高压压缩机转子组件包括高压压缩机。还可选地，多个高压压缩机导叶对形成高压压缩机的较后级。可变循环燃气涡轮发动机可嵌入自适应循环发动机中。技术方案1.一种可变循环飞行器燃气涡轮发动机，包括：可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(BPR)和风扇压力比(FPR)中的至少一个；以及构造成在不同的飞行状态期间接收可变量的空气的压缩机，所述压缩机包括一排静止导叶对，其包括：第一排主导叶，其从所述压缩机的壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第一轴向位置间隔开，所述第一排主导叶的各个主导叶包括联接到所述壳上的导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的主导叶，所述主导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第一高度、所述主导叶的前缘与所述主导叶的后缘之间的弦长，和厚度；第二排辅助导叶，其从所述壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第二轴向位置间隔开，所述第二轴向位置不同于所述第一轴向位置，所述第二排辅助导叶中的各个辅助导叶包括联接到所述壳上的辅助导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的辅助导叶本体，所述辅助导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第二高度、所述辅助导叶的前缘与所述辅助导叶的后缘之间的弦长，和厚度；以及限定在所述第二排辅助导叶的辅助导叶的压力侧与所述第一排主导叶的相邻主导叶的吸入侧之间的流动通道。技术方案2.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间从所述主导叶的所述前缘延伸至所述辅助导叶的所述后缘。技术方案3.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与所述主导叶的所述吸入侧之间从所述主导叶的所述前缘延伸至所述主导叶的局部最大厚度前方的位置。技术方案4.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述辅助导叶的所述前缘定位在所述主导叶的所述前缘的轴向前方。技术方案5.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述一排静止导叶对形成所述压缩机的较后级。技术方案6.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二高度大致等于所述第一高度。技术方案7.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二高度小于所述第一高度。技术方案8.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于还包括：旁通导管；以及邻近所述旁通导管的上游端的多个可变导叶，其构造成调制核心发动机流动流和旁通流动流的相对流量。技术方案9.根据技术方案1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1. 一种可变循环飞行器燃气涡轮发动机，包括：可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(BPR)和风扇压力比(FPR)中的至少一个；以及构造成在不同的飞行状态期间接收可变量的空气的压缩机，所述压缩机包括一排静止导叶对，其包括：第一排主导叶，其从所述压缩机的壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第一轴向位置间隔开，所述第一排主导叶的各个主导叶包括联接到所述壳上的导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的主导叶，所述主导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第一高度、所述主导叶的前缘与所述主导叶的后缘之间的弦长，和厚度；第二排辅助导叶，其从所述壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第二轴向位置间隔开，所述第二轴向位置不同于所述第一轴向位置，所述第二排辅助导叶中的各个辅助导叶包括联接到所述壳上的辅助导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的辅助导叶本体，所述辅助导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第二高度、所述辅助导叶的前缘与所述辅助导叶的后缘之间的弦长，和厚度；以及限定在所述第二排辅助导叶的辅助导叶的压力侧与所述第一排主导叶的相邻主导叶的吸入侧之间的流动通道。...

【技术特征摘要】
2017.05.22 US 15/6016131.一种可变循环飞行器燃气涡轮发动机，包括：可变面积装置，其定位成有选择地控制穿过所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的至少一部分的流体流，其改变所述可变循环飞行器燃气涡轮发动机的旁通比(BPR)和风扇压力比(FPR)中的至少一个；以及构造成在不同的飞行状态期间接收可变量的空气的压缩机，所述压缩机包括一排静止导叶对，其包括：第一排主导叶，其从所述压缩机的壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第一轴向位置间隔开，所述第一排主导叶的各个主导叶包括联接到所述壳上的导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的主导叶，所述主导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第一高度、所述主导叶的前缘与所述主导叶的后缘之间的弦长，和厚度；第二排辅助导叶，其从所述壳沿径向向内延伸，且沿周向围绕所述壳的第二轴向位置间隔开，所述第二轴向位置不同于所述第一轴向位置，所述第二排辅助导叶中的各个辅助导叶包括联接到所述壳上的辅助导叶根部、远侧末梢端，以及在其间延伸的辅助导叶本体，所述辅助导叶包括从所述壳到所述远侧末梢端的第二高度、所述辅助导叶的前缘与所述辅助导叶的后缘之间的弦长，和厚度；以及限定在所述第二排辅助导叶的辅助导叶的压力侧与所述第一排主导叶的相邻主导叶的吸入侧之间的流动通道。2.根据权利要求1所述的可变循环飞行器燃气涡轮发动机，其特征在于，所述流动通道在所述辅助导叶的所述压力侧与...

【专利技术属性】
技术研发人员：DP卢里，SA阿布德尔法塔，MJ卡斯蒂洛，AL小迪皮特罗，AR瓦迪亚，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US