[发明专利]涡轮喷气发动机

说明书

本发明涉及涡轮喷气发动机(1)，其包括主管道和围绕所述主管道的辅助管道、处于风扇(2)下游的在所述辅助管道中延伸的一排导向叶片(10)、处于所述导向叶片(10)下游的在所述辅助管道中延伸且容纳在异形外壳(13)中的至少一个伺服机构、位于所述外壳(13)的区域中且装备有控制阀(16)的至少一个空气采样进气口(15)，其特征在于位于所述外壳(13)附近的至少一个导向叶片(10)具有可变几何形状区(20)，几何形状能够在操作期间进行调整。

技术领域

本发明涉及一种涡轮喷气发动机，特别是用于装备飞行器。

背景技术

图1表明用于装备飞行器(特别是飞机)的现有技术的涡轮喷气发动机1。涡轮喷气发动机1根据轴线X延伸，且在气体循环的方向上从上游到下游包含风扇2、低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。低压压缩机3和高压压缩机4、燃烧室5以及高压涡轮6和低压涡轮7位于所谓的主管道8中。

所谓的辅助管道9在风扇2下游围绕主管道8延伸。

一排环形导向叶片10位于辅助管道9处，这些导向叶片10形成出口导向叶片或O.G.V.(Outlet Guide Vane)。导向叶片10围绕低压压缩机3在径向外部防护罩11与外壳12之间径向延伸。

这些导向叶片10用于拉直在整个辅助管道9中循环的空气流。这些导向叶片还可确保结构功能。

此外，在涡轮喷气发动机中，有必要使一些设备穿过辅助流，例如伺服机构、管线、功率传输轴或将涡轮喷气发动机连接到飞行器的柱架。这些设备穿过导向叶片下游的辅助管道，并且为了符合空气动力约束，这些设备在异形外壳中通常呈流线型。在相反的情况下，当这一外壳延伸到辅助管道或臂的下游端时，此类外壳称作分支(bifurcation)。

可在冷空气循环的辅助管道中执行空气采样。这些采样用于确保飞行器的装置的冷却(冷却预期进入舱室的空气、冷却来源于高压压缩机且用于飞行器的空气……)，或涡轮喷气发动机的装置(用于冷却及管理低压涡轮的间隙的装置……)的冷却。为了执行此类采样，辅助管道可包含进气口。这些进气口可为齐平的，即由定界辅助管道的表面中的简单开口组成，或为动态的，即至少部分地在辅助管道中延伸。在所有情况下，这些进气口装备有阀，其允许调节或切断用于涡轮喷气发动机的对应装置的空气流。

这些进气口为压降的来源，从而导致涡轮喷气发动机的燃料消耗增加。此外，这些进气口可以是从冷管道到风扇的潜在压力升高的来源，从而导致气动弹性激励、声学干扰和风扇的平均效率的下降，以及电涌容限的减小。这些进气口还可以是由进气口的空腔共振引起的额外声学干扰的来源(特别是在对应阀关闭时)。最后，进气口和相关联管线的倍增增大了集成的难度以及涡轮喷气发动机内制造及安装的零件的数量。

文件EP 2 267 273和US 2015/0330309描述了涡轮喷气发动机。

发明内容

本发明旨在以简单、可靠且便宜的方式克服这些缺点。

为此目的，本发明涉及一种涡轮喷气发动机，其包含主管道和围绕主管道的辅助管道、处于风扇下游的在辅助管道中延伸的一排导向叶片、处于导向叶片下游的在辅助管道中延伸且容纳在异形外壳中的至少一个伺服机构、位于外壳处且装备有调节阀的至少一个空气采样进气口，其特征在于接近于外壳定位的至少一个导向叶片包含可变几何形状区，并且几何形状能够在操作期间进行调整。

此特征允许修改所考虑导向叶片的形状或弯曲度，并且因此调节流动速率且控制进气口处的流的性质。这允许更好地适应于进气口的几何形状且适应于穿过阀的空气流，以便限制操作期间的噪声和振动且提高涡轮喷气发动机的效率。

可使用例如电动机或汽缸的致动器来控制调整。

举例来说，接近于外壳定位的导向叶片是相对于外壳的上游端以介于-40°与+40°之间的角度范围沿圆周定位的导向叶片。