本發明專利技術涉及一種用于控制飛機氣體-渦輪引擎的移動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，該方法包括：根據引擎的運轉速度，控制位于通到該引擎的壓縮機的級，并引入位于渦輪罩外表面附近并被供應以僅來自所述壓縮機級的空氣的控制室的空氣管中的閥。此閥在對應于由所述引擎推進的飛機的起飛和爬升階段的高速運轉階段(TO+CL)過程中和在對應于所述飛機的巡航階段的高速階段后的額定速度階段(CR)過程中，該閥被打開以冷卻所述渦輪罩。本發明專利技術還涉及一種實施此方法的系統。
【技術實現步驟摘要】
【國外來華專利技術】
本專利技術涉及用于飛機氣體-渦輪引擎的渦輪機渦輪的通常領域。其更具體涉及在一方面，渦輪轉子的移動葉片的尖端，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踐。此葉片尖端間隙取決于旋轉部分(構成葉片轉子的盤和葉片)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、盤和殼體的溫度變化相聯系)和機械源(具體與施加在渦輪轉子上的離心力相聯系)。為使此間隙最小，憑借主動控制系統是已知的實踐。這些系統通常通過將來自一壓縮機和/或渦輪引擎的風扇的冷空氣引到渦輪罩的外表面上而運轉。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。這樣的主動控制由例如渦輪引擎的全權控制系統(或FADEC)所控制，并由其不同運轉水平所決定。文獻EP 1，860，281描述了主動控制系統的一個例子，其中來自渦輪引擎風扇的空氣在巡航飛行階段過程中冷卻渦輪罩。然而，這樣的系統具有不少缺點，例如其在渦輪引擎的機艙內占用較大空間，強烈依賴其在存在于引擎機艙內的氣動熱條件的效果，以及與來自不參與提供推力的風扇的氣流的流出相聯系的性能損失。另一主動控制系統包括在渦輪引擎的壓縮機的兩個不同階段流出空氣，以及調節每個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。這樣的系統盡管有效，但其顯現出采用復雜和大體積的閥以調節冷卻氣流的缺點。特別是，對于應用到較小渦輪引擎的情況，使用這樣的閥在質量(mass)和成本方面都不是很理想。
技術實現思路
因此，本專利技術的主要目的是克服上述缺點，提供一種在質量和成本方面要求最低的主動控制方案。此目的通過用于控制飛機氣體-渦輪引擎的渦輪轉子的移動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實現，該方法包括根據引擎的運轉速度，控制位于通到該引擎的壓縮機級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，所述控制室被供應以僅來自所述壓縮機級的空氣。根據本專利技術，在對應于由引擎所推進的飛機的起飛和爬升階段的高速運轉階段過程中和在對應于所述飛機的巡航階段的高速階段后的額定速度階段過程中，該閥被打開以冷卻外殼的渦輪罩。相關地，本專利技術提供一種用于控制飛機氣體渦輪引擎的渦輪轉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，該系統包括一空氣管，該空氣管設計為在引擎的壓縮機級打開，并通向一控制室，該控制室定位為圍繞渦輪罩的外表面，并被供應以僅由所述壓縮機級流出的空氣，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，以在對應于由引擎所推進的飛機的起飛和爬升階段的高速運轉階段過程中和在對應于所述飛機的巡航階段的高速階段后的額定速度階段過程中將其打開。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，特別用于飛機的起飛和爬升階段。本專利技術的不尋常之處特別在于，其在壓縮機處使用一單獨的空氣栓，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源)。另外，在壓縮機處流出的此空氣僅傳送到該控制室中，并不供應給該引擎的任何其他部件。而且，當該閥被關閉時，沒有空氣真正從壓縮機流出，這限制其內的壓頭損失。以這種方式可將引擎中的氣管和氣栓減到最小，并使用可能的最簡單的閥(在結構和控制方面)。其結果是具有較小質量的低成本控制系統。優選地，該閥在額定速度階段后并對應于飛機著陸前的接近階段的飛行怠速階段過程中關閉。同樣優選地，該閥在額定速度階段前并對應于起飛前的飛機滑行階段的地面怠速階段過程中關閉。渦輪機的該怠速階段是一低于渦輪機額定速度階段的水平。在飛機氣體渦輪引擎中，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換過程中逐漸減小。在可變位置閥的情況下，空氣傳送的此種漸減可通過逐漸關閉該閥而獲得。在雙位閥的情況下，該空氣傳送的漸減可通過改變該閥的打開和關閉階段來獲得。本專利技術還提供一種具有前面所限定的間隙控制系統的飛機氣體渦輪引擎。附圖說明參照附圖，通過以下描述本專利技術的其他特征和優點將呈現，所述附示出并非限定性的本專利技術的實施例。其中圖1是配備有根據本專利技術的控制系統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轉水平的一個變化轉子與定子的徑向尺寸的對應變化；以及圖4A-4C顯示表示用于根據本專利技術的控制系統一實施例中的雙位閥的控制的例子的曲線。具體實施例方式圖1示意性地顯示該旁路的雙軸型渦輪噴氣發動機10，本專利技術特別應用于該類型。當然，本專利技術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的渦輪噴氣發動機10具體包括一風扇12，該風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。沿穿過主流道14的氣流流動方向從上游到下游，該主流道14包括低壓壓縮機18、高壓壓縮機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，渦輪噴氣發動機的高壓渦輪包括一轉子，該轉子包括盤28，在該盤28上安裝有多個移動葉片30，所述葉片位于主流道14中。該轉子由渦輪殼體32所包圍，該渦輪殼體32包括渦輪罩34，渦輪罩34通過安裝托架37由外渦輪殼體36所承載。渦輪罩34可由多個相鄰的節形成。在內側，其配備有耐磨材料的層34a，并圍繞該轉子的葉片30，留下與它們尖端30a的間隙38。根據本專利技術，提供一系統，其可通過以可控的方式減小外渦輪殼體36的內直徑來控制間隙38。為此，一控制室40設置在渦輪殼體36周圍。此室利用一空氣管42來接收冷空氣，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20的一個級處的主流的通道內。特別是，該控制室僅通過此在壓縮機處的單一龍頭(無供應該室的其他空氣源)來供應以空氣。在空氣管42中循環的冷空氣(利用例如控制室40壁上的多個通孔)完全流出到外渦輪殼體36上，使其冷卻，因而減小其內直徑。特別是，在高壓壓縮機級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設置在空氣管42中。此閥由取決于該渦輪噴氣發動機的運轉水平的渦輪噴氣發動機的全權控制系統(或FADEC)46所控制。通過控制作為飛機不同飛行階段的函數的閥44，可在該任務過程中改變外渦輪殼體36的內直徑-并因此改變所述渦輪罩34的內直徑-從而控制渦輪罩與高壓渦輪轉子的葉片30的尖端之間的間隙。圖3顯示通過根據本專利技術的控制系統和方法所獲得的在飛機的典型任務過程中間隙38的變化。在此圖中顯示了不同的曲線，即曲線100圖示該渦輪噴氣發動機的高壓軸的旋轉速度，曲線200圖示高壓渦輪轉子(盤28和葉片30)的外直徑，曲線300圖示由根據本專利技術的控制系統所控制的高壓渦輪的定子(外渦輪殼體36和渦輪罩23)的內直徑，曲線300a(虛線)圖示無控制下的定子的內直徑。這些不同曲線根據表示一典型任務的渦輪噴氣發動機的運轉的不本文檔來自技高網...
【技術保護點】
【技術特征摘要】
【國外來華專利技術】2010.06.03 FR 10543661.一種用于控制飛機氣體-渦輪引擎的渦輪轉子的移動葉片(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，該方法包括根據引擎的運轉速度，控制位于通到該引擎的壓縮機(20)級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)，所述控制室被供應以僅來自所述壓縮機級的空氣，其特征在于， 在對應于由所述引擎推進的飛機的起飛和爬升階段的高速運轉階段過程中和在對應于所述飛機的巡航階段的高速階段后的額定速度階段過程中，該閥被打開以冷卻所述外殼(36) 的渦輪罩(34)。2.如權利要求1所述的方法，其中所述閥在所述額定速度階段后并對應于飛機著陸前的接近階段的飛行怠速階段過程中關閉。3.如權利要求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應于飛機起飛前的滑行階段的地面怠速階段過程中關閉。4.如權利要求1-3中任何一項所述的方法,其中空氣朝向所述潤輪罩外表面的傳送在高速階段與額定速度階段之間的轉換過程中逐漸減小。5.如...
【專利技術屬性】
技術研發人員：達米恩·邦諾，馬克·羅斯瑪麗，弗蘭克·羅杰·丹尼斯·達納斯，布魯諾·羅伯特·加利，
申請(專利權)人：斯奈克瑪，
類型：
國別省市：
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