CN115702285A - 回收循环飞行器涡轮机 - Google Patents

Abstract

飞行器涡轮机(11)，包括：‑离心式压缩机(12)，‑环形燃烧室(24)，‑环形壳体(29)，环形壳体围绕室延伸并界定出室所在的环形空间(E)，以及‑热交换器(38)，该交换器包括：第一回路(38a)，第一回路被供应有来自涡轮机的废气，以及第二回路(38b)，第二回路通过蜗壳(40a，40b)分别连接到压缩机(12)的出口(34b)以及所述空间(E)，其特征在于，蜗壳(40a，40b)以一轴向距离彼此间隔开，并且第二蜗壳(40b)通过整流器(42)连接到空间(E)，整流器至少部分地位于壳体(29)的外部，并且整流器集成到环形连接管道(44)中，环形连接管道将第二蜗壳(40b)连接到该壳体(29)。

Description

回收循环飞行器涡轮机

技术领域

本发明涉及一种配备有用于实施回收循环的蜗壳的飞行器涡轮机。

背景技术

飞行器涡轮机包括气体发生器，该气体发生器在气体流动方向上从上游到下游包括至少一个压缩机、环形燃烧室和至少一个涡轮。压缩机被供给空气并对空气进行压缩。压缩空气与燃料混合并在燃烧室中燃烧，燃烧室为涡轮机供给燃烧气体。这些燃烧气体在涡轮中膨胀并使涡轮的转子旋转，进而通过公共轴驱动压缩机转子。

涡轮机可以配备有一个或多个线轴，每个线轴具有通过轴连接到涡轮转子的压缩机转子。

也存在如下涡轮机，其中自由涡轮机安装在涡轮机的一个或多个线轴的下游。如果涡轮的转子没有通过轴连接到压缩机转子，则涡轮是自由的。

因此可以理解，涡轮机可以包括多个连续的压缩机(例如，低压压缩机，之后是高压压缩机)，以及多个连续的涡轮(例如，高压涡轮，之后是自由涡轮或低压涡轮)。

在本申请中，常规循环涡轮机被限定为这样一种涡轮机，在该涡轮机中,离开一个或多个压缩机的压缩空气直接供给燃烧室。

不同的是，回收循环涡轮机是这样一种涡轮机，其中流出一个或多个涡轮的燃烧气体用于加热离开一个或多个压缩机的压缩空气并旨在供给燃烧室。该技术改善了涡轮机的性能，因为达到涡轮机的操作温度所需的燃料量比常规循环涡轮机所需的燃料量少。

图1示出了回收循环涡轮机的非常示意图。

涡轮机1从上游到下游包括压缩机2、环形燃烧室3、涡轮4和自由涡轮5。压缩机3和涡轮4的转子通过轴6连接在一起并形成单个线轴。

涡轮机1包括热交换器7，热交换器的第一回路被供应有来自自由涡轮5的出口的燃烧气体。交换器7包括第二回路，该第二回路被供应有来自压缩机2的压缩空气，并将加热的压缩空气供应到燃烧室3。

当压缩机2为离心型时，该技术的集成可能是复杂的。离心式压缩机是这样一种压缩机，其具有平行于涡轮机的纵向轴线的入口和相对于该轴线径向定向的出口。

这种类型的压缩机与用于扩散和整流压缩空气流的系统相关联。该系统包括扩散器-整流器组件，因此包括环形扩散器和环形整流器，环形扩散器大致径向定向并与离心式压缩机的出口对准，环形整流器大致轴向定向以将压缩空气流引导至燃烧室。

过去已经提出了该技术的集成解决方案，该集成解决方案包括使用两个蜗壳的组。

如图2所示，蜗壳8是围绕轴线螺旋缠绕的连接管道，该连接管道的流体流动截面变化。在本申请的上下文中，蜗壳包括环形连接管道，该环形连接管道围绕涡轮机的纵向轴线A螺旋地缠绕，并且连接到第一端口9和第二端口10，第一端口位于连接管道的外周处并沿切向方向定向，第二端口位于连接管道的内周处并沿径向定向。

流动截面在每个蜗壳的第一端口9处最大，在连接管道的与第一端口10相对的圆周端部处最小。

第一蜗壳的第二端口10连接到扩散器的出口，第一蜗壳的第一端口9供给交换器的第二回路的入口(实线中的箭头F1)。该第二回路的出口连接到第二蜗壳的第一端口9，第二蜗壳的第二端口10连接到整流器的入口(虚线箭头F2)。

所提出的解决方案首先包括使蜗壳从它们的成对的第一端口到连接管道的较小截面的较小圆周端部互锁。此外，该解决方案使蜗壳尽可能靠近离心式压缩机和燃烧室移动。

然而，这种解决方案有许多缺点。

首先，尽管从堵塞的角度来看，使蜗壳彼此更靠近，或者甚至将蜗壳彼此相邻地布置是有利的，但是当蜗壳彼此嵌套时，特别是从能量和性能的角度来看，这是非常不利的。事实上，蜗壳彼此嵌套得越多，在两个蜗壳的连接管道中流通的流之间的热交换的风险就越大。由交换器加热并流经第二蜗壳的压缩空气然后被更冷的压缩空气冷却，该更冷的压缩空气旨在供应该交换器并流经第一蜗壳。由于第一蜗壳的最热圆周端部位于第二蜗壳的最冷圆周端部处，所以第一端口的配对突出了这种现象。

此外，所提出的解决方案涉及对涡轮机的重大修改，因此成本相对较高。例如，需要对燃烧室进行彻底的重新设计。整流器的情况也是如此，必须重新配置整流器以精确控制供给燃烧室的气流的速度(特别是马赫数)和回转。

现有技术还包括文献GB-A-2250780、US-A-2946192、EP-A2-2799666和FR-A-1003131。

本发明为这些问题中的至少一些提供了简单、有效和经济的解决方案。

发明内容

本发明涉及一种飞行器涡轮机，该飞行器涡轮机包括：

-围绕轴线A延伸的离心式压缩机，

-围绕轴线A延伸的环形燃烧室，

-环形壳体，环形壳体围绕轴线A和室延伸，并界定出室的环形空间，以及

-热交换器，该交换器包括：

-第一回路，第一回路被供应有来自涡轮机的废气，和

-第二回路，第二回路包括入口和出口，第二回路的入口通过第一蜗壳连接到压缩机的出口，第二回路的出口通过第二蜗壳连接到所述空间，

其特征在于，蜗壳以一轴向距离彼此间隔开，并且第二蜗壳通过整流器连接到空间，整流器至少部分地位于壳体的外部，并且整流器集成到环形连接管道中，环形连接管道将第二蜗壳连接到所述壳体。

因此，蜗壳被布置成限制在它们的连接管道中流通的流体之间的热交换。此外，整流器被特别设计成优化到室的空气供应，这与先前的技术相比是非常有利的。该整流器位于壳体外部的事实为该整流器的参数选择提供了多种可能性，其中包括整流器的定向、长度、径向尺寸，此外还有整流器的叶片的位置和尺寸。

有利地，涡轮机是涡轮轴发动机，涡轮轴发动机用于例如驱动直升机的旋转翼。

根据本发明的涡轮机可以包括以下步骤或特征中的一个或多个，这些步骤或特征彼此独立地考虑或彼此组合地考虑：

-蜗壳各自具有圆形或卵形的流动截面；

-整流器和第二蜗壳或者甚至所述壳体的至少一部分形成为一体；替代地，整流器和第二蜗壳或者甚至所述壳体的至少一部分可以通过组装多个部件来形成；

-所述整流器包括叶片，所述叶片被构造成使得供应所述空间的气流具有预定的回转和马赫；

-所述整流器包括两个环形壁，所述两个环形壁同轴且彼此平行延伸，所述两个环形壁通过所述叶片彼此连接，所述叶片各自包括空气动力学轮廓；

-燃烧室是倒置型的并且在燃烧室的下游端部包括室底部，第二蜗壳位于垂直于所述轴线并穿过室底部的平面的下游；

-整流器相对于垂直于所述轴线的平面以介于0°至90°之间的角度α倾斜，该角度在穿过该轴线的平面中测得；

-第二蜗壳的内直径大于或等于所述壳体的外直径；

-第一蜗壳的内直径小于壳体的外直径；

-第一蜗壳和第二蜗壳包括具有螺纹孔的凸台、和/或附接凸缘，附接凸缘与这些蜗壳的其余部分形成为一体；替代地，第一蜗壳和第二蜗壳可以通过组装多个部件来形成；例如，这些部件可以通过增材制造来形成。

附图说明

本发明的进一步特征和优点将从下面的详细描述中变得显而易见，为了理解下面的详细描述，参照了附图，在附图中：

[图1]图1是回收循环飞行器涡轮机的非常示意图；

[图2]图2是蜗壳的非常示意图；

[图3]图3是根据本发明第一实施例的回收循环飞行器涡轮机的轴向截面的部分示意图；以及

[图4]图4是与图3类似的视图，示出了本发明的第二实施例。

具体实施方式

图1和图2已经在上面描述过了。

图3和图4示出了飞行器涡轮机11的优选实施例。

涡轮机11在图3和图4中部分示出，并且通常包括至少一个压缩机、环形燃烧室和至少一个涡轮。

在所示的示例中，涡轮机11包括离心式压缩机12，该离心式压缩机被部分示出。

压缩机12具有围绕轴线A的环形形状，轴线A是涡轮机11的纵向轴线。压缩机12包括定子16和被称为叶轮的叶片转子18，叶片转子在定子16内围绕轴线A旋转。

压缩机12具有沿轴向朝向上游的入口(未示出)和从轴线A径向向外的出口22。在此，术语上游和下游指的是涡轮机11中空气和气体的总体流动。

涡轮机11还包括位于压缩机12下游的燃烧室24。

燃烧室24包括两个环形壁，分别为内环形壁24a和外环形壁24b，这两个环形壁在它们之间限定了环形腔，来自压缩机12的压缩空气和来自喷射器26的燃料被喷射到该环形腔中并在该环形腔中混合。

壁24a、24b通过室底部28彼此连接，室底部具有环形形状，并且包括孔口(不可见)，该孔口用于使来自压缩机12的压缩空气通过以供给室24。

燃烧室24被外部环形壳体29包围，特别地，该外部环形壳体承载喷射器26。该壳体29限定了容纳室24的环形空间E。

在所示的示例中，室24是倒置型的，因为其室底部28位于该室的下游侧。室24的出口位于室的上游侧，并且连接到位于室下游的一个或多个涡轮30。

喷射到涡轮30中的燃烧气体膨胀并驱动涡轮的转子，涡轮的转子通过轴连接到压缩机12的转子18以围绕轴线A旋转。

然后燃烧气体被排放到未示出的燃烧气体排放喷嘴中。

如图3所示，在包括许多与回收循环飞行器涡轮机11相同或相似的元件的常规循环涡轮机中，从压缩机12的出口到燃烧室24的连接是通过空气扩散和整流系统(也被称为扩散器-整流器)进行的。

该扩散器-整流器包括：

-环形扩散器34，环形扩散器大致径向地定向，并且在其内周处包括由压缩机12供给并与压缩机的出口22径向对准的入口34a，在其外周处包括径向向外敞开的出口34b；以及

-环形整流器36(在图3中用虚线示出，以说明这种布置仅存在于常规循环涡轮机中)，环形整流器大致轴向地定向，并且在其上游端部包括入口36a，在其下游端部包括出口36b，该出口用于供应空间E和燃烧室24。

扩散器34位于室24及其壁24a、24b的上游，整流器36围绕室24及其壁24a、24b并在壳体29内延伸。扩散器34通过夹持附接到压缩机12的定子16。整流器36可以被夹持到壳体29。

扩散器34和整流器36是大致叶片状的。

在常规循环涡轮机中，扩散器34的出口34b例如通过弯曲成L形的连接管道37(该连接管道在图3中用虚线示出，以说明这种布置仅存在于常规循环涡轮机中)直接连接到整流器36的入口36a。换言之，离开压缩机12的压缩空气直接供给燃烧室24。

根据本发明，涡轮机11是回收循环型的，这意味着离开压缩机12的压缩空气在被注入燃烧室24之前被加热。

压缩空气一方面通过热交换器38被加热，另一方面通过两个蜗壳40a、40b的组被加热。

热交换器38被示意性地示出并且基本上包括两个回路38a、38b，即：

-第一回路38a，第一回路的入口38aa连接到用于对来自涡轮30的出口或来自前述排气喷嘴的废气进行取样的装置，并且第一回路的出口38ab也可以连接到排气喷嘴以将这些气体释放到大气中，以及

-第二回路38b，第二回路具有连接到蜗壳组件40a、40b的入口38ba和出口38bb。

蜗壳40a、40b在轴线A上对齐，但分离，因此以一轴向距离彼此间隔开。

每个蜗壳40a、40b包括围绕轴线A螺旋缠绕的连接管道，如上面关于图2所讨论的。

优选地，蜗壳40a、40b沿着它们的整个圆周范围各自具有圆形或卵形的流动截面。术语“卵形”是指任何椭圆形、卵圆形或长圆形。然而，其他形状也是可能的。连接管道的流动截面围绕其圆周变化，优选地逐渐变化。

每个蜗壳40a、40b包括位于连接管道的外周处并沿切向方向定向的第一端口9，以及位于连接管道的内周处并沿大致径向方向定向的第二端口10。在图3中仅可见第二端口10。

蜗壳40a的第二端口10连接到扩散器34的出口34b，蜗壳的第一端口9供给交换器38的第二回路38b的入口38ba。该第二回路38b的出口38bb连接到第二蜗壳40b的第一端口9，第二蜗壳的第二端口10通过新设计的整流器42连接到室24所在的环形空间E。

端口9各自可以是大致管状的，并且通过合适的装置分别联接到交换器38的入口38ba和出口38bb。

在所示的示例中，蜗壳40a位于蜗壳40b的上游。蜗壳40a、40b之间的距离消除了在两个蜗壳中同时流通的气流之间的热交换的任何风险。

此外，蜗壳40a、40b围绕壳体29并远离壳体29延伸，并且夹持到壳体29上，这将在下面详细描述。

每个蜗壳40a、40b的连接管道包括限定前述流动截面的环形外层，并且当考虑连接管道的轴向横截面时，该环形外层在其围绕轴线A的圆周范围上以及在其整个轴向范围上具有大致恒定的厚度，例如如图3所示。

蜗壳40a与扩散器34和压缩机12的出口大致成一直线。蜗壳40a的内直径D1小于壳体29的外直径Dext。

蜗壳40a包括以环形方式布置的从蜗壳的外层突出的多个凸台46，凸台包括用于拧入螺钉50的盲螺纹孔48。

这些凸台46抵靠涡轮机的壳体29或另一外部壳体的环形凸缘52，这些凸缘52包括用于使螺钉50穿过的孔口。

蜗壳40a的第二端口44包括两个环形壁60、62，这两个环形壁围绕轴线A延伸并在它们之间限定出空气通道。

壁60、62大致平行，并且从蜗壳40a的内周朝向内侧径向突出。在所示的示例中，壁60、62是径向的，并且径向地朝向内侧延伸。

在所示的示例中，蜗壳40a与这些壁60、62一体地形成。

蜗壳40a的壁60、62具有与连接管道相对的自由端部，自由端部限定了大致径向定向的连接器64，该连接器用于连接到扩散器34的出口34b。该连接器64是环形的，并且可以通过螺钉或类似物固定到涡轮机的壳体29或另一壳体上。

在所示的示例中，壁60、62具有与蜗壳40a的外层的厚度相似或相同的厚度。

根据本发明，整流器42和蜗壳40b的第二端口10集成到环形连接管道44中，该环形连接管道将蜗壳40b连接到室的壳体29，并且至少部分突出地延伸到壳体外部。蜗壳40b位于室24的下游。

连接管道44包括两个环形壁70、72，这两个环形壁围绕轴线A延伸并在它们之间限定出空气通道。壁70、72大致平行并且以至少一个轴向分量从壳体突出。

在图3所示的实施例中，连接管道44大致轴向地延伸。在图4所示的实施例中，连接管道44相对于垂直于轴线A的平面P1以介于0°和90°之间的角度α倾斜，该角度α是在穿过该轴线的平面中测得的。角度α优选地严格大于0°并且优选地严格小于90°。

在所示的示例中，壁70、72具有与蜗壳40b的外层的厚度相似或相同的厚度。

蜗壳40b在此与壳体29的一部分形成一体，壳体的这一部分包括环形凸缘74，该环形凸缘用于附接到涡轮机的其他凸缘76。

在所示的示例中，蜗壳40b连接到上游凸缘74a，上游凸缘用于附接到凸缘52和凸台46，凸台用于附接蜗壳40a。上述螺钉50穿过凸缘45、74a中的孔口并拧入凸台46中的盲孔48中。

蜗壳40b还连接到下游凸缘74b，下游凸缘用于附接到例如室24的内壳体的凸缘76。

在图4的情况下，蜗壳40b的内直径D2大于壳体29的外直径Dext。

整流器42包括叶片78，叶片在壁70、72之间延伸，并且叶片被构造成使得供应到空间E的气流具有预定的回转和马赫。在实践中，叶片78具有空气动力学轮廓，并根据离开交换器38的空气的流率和速度来确定尺寸，以使离开整流器42的空气具有如下的马赫(或速度)和回转(围绕轴线A的速度轮廓)：该马赫和回转特别适合于室24，特别适合于室24的类型、形状和尺寸。这限制了空间E中的压降，并优化了对室24的空气供应，从而优化了涡轮机的性能。叶片78可以具有沿着连接管道44的伸长轴线的纵向尺寸，该纵向尺寸至少为该连接管道长度的80％。

Claims (10)

1.飞行器涡轮机(11)，所述飞行器涡轮机包括：

-围绕轴线A延伸的离心式压缩机(12)，

-围绕所述轴线A延伸的环形燃烧室(24)，

-环形壳体(29)，所述环形壳体围绕所述轴线A和所述室延伸，并界定出所述室所在的环形空间(E)，以及

-热交换器(38)，该交换器包括：

-第一回路(38a)，所述第一回路被供应有来自所述涡轮机的废气，和

-第二回路(38b)，所述第二回路包括入口(38ba)和出口(38bb)，所述第二回路的入口通过第一蜗壳(40a)连接到所述压缩机(12)的出口(34b)，所述第二回路的出口通过第二蜗壳(40b)连接到所述空间(E)，

其特征在于，所述蜗壳(40a，40b)以一轴向距离彼此间隔开，并且所述第二蜗壳(40b)通过整流器(42)连接到所述空间(E)，所述整流器至少部分地位于所述壳体(29)的外部，并且所述整流器集成到环形连接管道(44)中，所述环形连接管道将所述第二蜗壳(40b)连接到所述壳体(29)。

2.根据权利要求1所述的涡轮机(11)，其中，所述蜗壳(40a，40b)各自具有圆形或卵形的流动截面。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮机(11)，其中，所述整流器(42)和所述第二蜗壳(40b)或者甚至所述壳体(29)的至少一部分形成为一体。

4.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(11)，其中，所述整流器(42)包括叶片(78)，所述叶片被构造成使得供应所述空间(E)的气流具有预定的回转和马赫。

5.根据前一项权利要求所述的涡轮机(11)，其中，所述整流器(42)包括两个环形壁(70，72)，所述两个环形壁同轴且彼此平行延伸，所述两个环形壁通过所述叶片(78)彼此连接，所述叶片各自包括空气动力学轮廓。

6.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(11)，其中，所述燃烧室(24)是倒置型的并且在所述燃烧室的下游端部包括室底部(28)，所述第二蜗壳(40b)位于垂直于所述轴线(A)并穿过所述室底部的平面(P1)的下游。

7.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(11)，其中，所述整流器(42)相对于垂直于所述轴线(A)的平面(P1)以介于0°至90°之间的角度α倾斜，所述角度在穿过所述轴线的平面中测得。

8.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(11)，其中，所述第二蜗壳(40b)的内直径(D2)大于或等于所述壳体(29)的外直径(Dext)。

9.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(11)，其中，所述第一蜗壳(40a)的内直径(D1)小于所述壳体(29)的外直径(Dext)。

10.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(11)，其中，所述第一蜗壳和所述第二蜗壳(40a，40b)包括具有螺纹孔(48)的凸台(46)、和/或附接凸缘(74)，所述附接凸缘与这些蜗壳的其余部分形成为一体。

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