RU2566510C2

RU2566510C2 - Method and system for adjustment of clearance at turbine rotor blade edges

Info

Publication number: RU2566510C2
Application number: RU2012157775/06A
Authority: RU
Inventors: Дамьен БОННО; Марк Круамари; Франк Роже Дени ДЕНЕС; Брюно Робер ГОЛЛИ
Original assignee: Снекма
Priority date: 2010-06-03
Filing date: 2011-06-01
Publication date: 2015-10-27
Also published as: CN103003529A; WO2011151602A1; FR2960905B1; FR2960905A1; CA2801193A1; RU2012157775A; CN103003529B; US20130177414A1; EP2576994A1; BR112012030635A2

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: invention relates to control over clearance between the edges of aircraft gas turbine blades and outer housing turbine shroud. Valve is arranged in air channel opens to cool the turbine shroud at high rpm phase (TO+CL) corresponding to aircraft takeoff and climb phases and at rated rpm phase (CR) following after high-rpm phase and corresponding to aircraft cruising phase. Invention covers also the system to implement described method.

EFFECT: simplified design, decreased weight.

10 cl, 4 dwg

Description

Настоящее изобретение относится к общей области турбин турбомашин для самолетных газотурбинных двигателей. Более точно, оно относится к регулированию зазора между, с одной стороны, кромками поворотных лопаток ротора турбины и, с другой стороны, бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки.The present invention relates to the general field of turbine turbomachines for aircraft gas turbine engines. More precisely, it relates to adjusting the gap between, on the one hand, the edges of the rotor blades of the turbine rotor and, on the other hand, the turbine bandage of the outer casing surrounding the blades.

Для увеличения производительности турбины известная практика состоит в том, чтобы минимизировать до возможной степени зазор, существующий между кромкой лопаток турбины и бандажом, который окружает их. Этот зазор кромки лопатки является зависящим от разброса размеров между вращающимися частями (диском и лопатками, составляющими ротор турбины) и неподвижными частями (наружным кожухом, включающим в себя бандаж турбины, который является его частью). Эти разбросы размеров имеют как тепловое происхождение (связанное с колебаниями температуры лопаток, диска и кожуха), так и механическое происхождение (в частности, связанное с центробежной силой, прикладываемое к ротору турбины).To increase turbine productivity, a well-known practice is to minimize, to the extent possible, the gap existing between the edge of the turbine blades and the bandage that surrounds them. This gap of the blade edge is dependent on the size dispersion between the rotating parts (the disk and the blades that make up the turbine rotor) and the stationary parts (the outer casing, which includes the turbine brace, which is part of it). These size differences have both thermal origin (associated with temperature fluctuations of the blades, disk and casing) and mechanical origin (in particular, associated with centrifugal force applied to the turbine rotor).

Чтобы минимизировать этот зазор, известная практика состоит в том, чтобы прибегать к системам активного регулирования. Эти системы обычно действуют, направляя на наружную поверхность бандажа турбины воздух, отбираемый от компрессора и/или от вентилятора газотурбинного двигателя. Холодный воздух, подаваемый на наружную поверхность бандажа турбины, обладает эффектом охлаждения последнего и, таким образом, ограничения его теплового расширения. Такое активное регулирование, например, управляется посредством полнофункциональной системы 46 управления (или FADEC) газотурбинного двигателя и является функцией его разных рабочих уровней.To minimize this gap, a well-known practice is to resort to systems of active regulation. These systems typically operate by directing air drawn from a compressor and / or a fan of a gas turbine engine onto the outer surface of a turbine brace. Cold air supplied to the outer surface of the turbine bandage has the effect of cooling the latter and, thus, limiting its thermal expansion. Such active control, for example, is controlled by a fully functional control system (or FADEC) 46 of a gas turbine engine and is a function of its various operating levels.

Документ EP 1,860,281 описывает пример системы активного регулирования, в которой воздух, отбираемый от вентилятора газотурбинного двигателя, охлаждает бандаж турбины во время фаз крейсерского полета. Такая система, однако, проявляет многочисленные недостатки, такие как ее значительное использование пространства внутри гондолы газотурбинного двигателя, сильная зависимость ее эффективности от воздушно-тепловых условий, существующих внутри гондолы, и потери производительности, связанные с отведением потока воздуха от вентилятора, который не содействует выдаче тяги.EP 1,860,281 describes an example of an active control system in which air drawn from a gas turbine engine fan cools a turbine brace during cruise phases. Such a system, however, exhibits numerous drawbacks, such as its significant use of the space inside the nacelle of a gas turbine engine, the strong dependence of its efficiency on the air-thermal conditions existing inside the nacelle, and the performance loss associated with diverting the air flow from the fan, which does not facilitate traction.

Еще одна система активного регулирования состоит из отведения воздуха на двух разных ступенях компрессора газотурбинного двигателя и модулирования подачи каждого из этих отведенных потоков для регулирования температуры смеси, которая должна направляться на наружную поверхность бандажа турбины. Хотя и эффективна, такая система проявляет недостаток обращения к сложному и громоздкому клапану для модулирования потока охлаждающего воздуха. В частности, в случае применения малогабаритного газотурбинного двигателя, использование такого клапана не является оптимальным в показателях массы и стоимости.Another active control system consists of venting air at two different stages of the compressor of a gas turbine engine and modulating the supply of each of these diverted flows to control the temperature of the mixture, which should be directed to the outer surface of the turbine band. Although effective, such a system has the disadvantage of accessing a complex and bulky valve to modulate the flow of cooling air. In particular, in the case of using a small-sized gas turbine engine, the use of such a valve is not optimal in terms of weight and cost.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION

Настоящее изобретение, поэтому, имеет своей главной целью исправить такие недостатки, предлагая решение активного регулирования, которое минимизирует в показатели массы и стоимости.The present invention, therefore, has as its main goal to correct such shortcomings by proposing a solution to active regulation that minimizes in terms of mass and cost.

Эта цель достигается способом для регулирования зазора между кромками поворотных лопаток ротора турбины самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки, способ содержит управление, согласно рабочему числу оборотов двигателя, клапаном, расположенным в воздушном канале, открывающемся в ступени компрессора двигателя и ведущем в корпус управления, расположенный вокруг наружной поверхности бандажа турбины, при этом упомянутый корпус управления питается воздухом, отбираемым исключительно от упомянутой ступени компрессора. В соответствии с изобретением, клапан открывается для охлаждения бандажа турбины наружного кожуха во время рабочей фазы с высоким числом оборотов, соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов, сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.This goal is achieved by a method for regulating the gap between the edges of the rotor blades of the turbine of an aircraft gas turbine engine turbine and the turbine brace of the outer casing surrounding the blades, the method comprises controlling, according to the operating speed of the engine, a valve located in the air duct opening in the engine compressor stage and leading to a control housing located around the outer surface of the turbine bandage, wherein said control housing is powered by air taken exclusively from said compressor stage. In accordance with the invention, the valve is opened to cool the bandage of the turbine of the outer casing during the high-speed operating phase corresponding to the take-off and climb phases of the aircraft driven by the engine, and during the phase with the nominal speed accompanying the high-speed phase and the corresponding cruising phase of said aircraft.

Аналогичным образом, изобретение предусматривает систему для регулирования зазора между кромками лопаток ротора турбины самолетного газотурбинного двигателя и бандажом турбины наружного кожуха, окружающего лопатки, система содержит воздушный канал, предназначенный для открывания в ступени компрессора двигателя и для ведения в корпус управления, расположенный вокруг наружной поверхности бандажа турбины и предназначенный для питания воздухом, отведенным из упомянутой ступени компрессора, клапан, расположенный в воздушном канале, и схему, выполненную с возможностью управления клапаном, с тем чтобы открывать его во время рабочей фазы с высоким числом оборотов, соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета, приводимого в движение двигателем, и во время фазы с номинальным числом оборотов, сопровождающей фазу с высоким числом оборотов и соответствующей крейсерской фазе упомянутого самолета.Similarly, the invention provides a system for adjusting the gap between the edges of the turbine rotor blades of an aircraft gas turbine engine and the turbine brace of the outer casing surrounding the blades, the system comprises an air channel for opening in the compressor stage of the engine and for guiding into the control housing located around the outer surface of the brace turbines and designed to supply air discharged from said compressor stage, a valve located in the air duct, and a circuit configured to control the valve so as to open it during the high-speed operating phase corresponding to the take-off and climb phases of the aircraft driven by the engine and during the phase with the nominal speed accompanying the high-speed phase and the corresponding cruising phase of said aircraft.

Под фазой с высоким числом оборотов подразумевается фаза с числом оборотов, более высокая, чем фаза с номинальным числом оборотов, газотурбинного двигателя. В самолетном газотурбинном двигателе, фаза с номинальным числом оборотов является крейсерской фазой полета, которая выбрана в течение большей части полета, а фаза с высоким числом оборотов является фазой, более высокой, чем крейсерская фаза полета, в частности, используемой во время фаз взлета и набора высоты самолета.A phase with a high number of revolutions means a phase with a number of revolutions higher than the phase with a nominal number of revolutions of a gas turbine engine. In an aircraft gas turbine engine, the phase with a nominal speed is the cruising phase of the flight that is selected during most of the flight, and the phase with a high speed is the phase higher than the cruising phase of the flight, in particular used during the take-off and set-up phases the height of the aircraft.

Изобретение, в частности, примечательно тем, что оно использует одиночный воздушный отвод в компрессоре, который гарантирует достаточный перепад давления для обеспечения подачи холодного воздуха на бандаж турбины (корпус управления представляет всего лишь одиночный и уникальный источник подачи воздуха). В дополнение, этот воздух, отведенный в компрессоре, подается только в корпус управления и не подается ни в какие другие компоненты двигателя. К тому же, когда клапан закрыт, воздух фактически не отводится от компрессора, что ограничивает потерю напора внутри такового. Таким образом, можно минимизировать воздушные каналы и воздушные отводы в двигатели и применять простейший возможный клапан (в показателях конструкции и управления). Результатом является система регулирования низкой стоимости с малой массой.The invention, in particular, is noteworthy in that it uses a single air outlet in the compressor, which guarantees a sufficient pressure drop to ensure the supply of cold air to the turbine brace (the control housing is only a single and unique source of air supply). In addition, this air discharged in the compressor is supplied only to the control housing and is not supplied to any other engine components. In addition, when the valve is closed, air is not actually diverted from the compressor, which limits the pressure loss inside it. Thus, it is possible to minimize the air ducts and air outlets to the engines and apply the simplest possible valve (in terms of design and control). The result is a low cost low weight control system.

Предпочтительно, клапан закрыт во время фазы полета с числом оборотов холостого хода, сопровождающей фазу с номинальным числом оборотов и соответствующей фазе захода на посадку самолета перед приземлением.Preferably, the valve is closed during the flight phase with the idle speed accompanying the phase with the nominal speed and the corresponding phase of the aircraft approach before landing.

К тому же, предпочтительно, клапан закрыт во время наземной фазы с числом оборотов холостого хода, предшествующей фазе с номинальным числом оборотов и соответствующей фазе руления самолета перед взлетом.In addition, preferably, the valve is closed during the ground phase with the idle speed preceding the phase with the rated speed and the corresponding taxiing phase of the aircraft before takeoff.

Фаза с числом оборотов холостого хода является уровнем, более низким, чем фаза с номинальным числом оборотов, турбомашины. В самолетном газотурбинном двигателе фаза с числом оборотов холостого хода, поэтому, является фазой, более низкой, чем крейсерская фаза полета.The phase with the idle speed is a level lower than the phase with the nominal speed of the turbomachine. In an aircraft gas turbine engine, the idle phase is therefore a phase lower than the cruising phase of the flight.

Преимущественно, подача воздуха, ведущая к наружной поверхности бандажа турбины, постепенно уменьшается во время перехода между фазой с высоким числом оборотов и фазой с номинальным числом оборотов. В случае клапана с переменным положением, такое постепенное уменьшение подачи воздуха может получаться постепенным закрыванием клапана. В случае двухпозиционного клапана, постепенное уменьшение подачи воздуха может получаться чередованием открытой и закрытой фаз клапана.Advantageously, the air supply leading to the outer surface of the turbine brace gradually decreases during the transition between the phase with a high speed and the phase with a nominal speed. In the case of a valve with a variable position, such a gradual decrease in air supply can be obtained by gradually closing the valve. In the case of a two-position valve, a gradual decrease in air supply can be obtained by alternating the open and closed phases of the valve.

Изобретение также предусматривает самолетный газотурбинный двигатель, имеющий систему регулирования зазора, как определенная ранее.The invention also provides for an aircraft gas turbine engine having a clearance control system as previously defined.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут следовать из описания, приведенного ниже со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют вариант его осуществления, который, по сути, не является ограничивающим. На фигурах:Other features and advantages of the present invention will follow from the description below with reference to the accompanying drawings, which illustrate an embodiment, which, in fact, is not limiting. In the figures:

- фиг.1 - схематический вид в продольном разрезе газотурбинного авиационного двигателя, оборудованного системой регулирования согласно изобретению;- figure 1 is a schematic view in longitudinal section of a gas turbine aircraft engine equipped with a control system according to the invention;

- фиг.2 - увеличенный вид двигателя по фиг.1, показывающий, в частности, его турбину высокого давления;- figure 2 is an enlarged view of the engine of figure 1, showing, in particular, its high pressure turbine;

- фиг.3 показывает кривые, иллюстрирующие одно изменение рабочего уровня и соответствующие изменения радиального размера ротора и статора в газотурбинном авиационном двигателе; и- figure 3 shows curves illustrating one change in the operating level and the corresponding changes in the radial size of the rotor and stator in a gas turbine aircraft engine; and

- фиг. с 4A по 4C показывают кривые, представляющие примеры управления двухпозиционным клапаном, используемым в варианте осуществления системы регулирования согласно изобретению.- FIG. Figures 4A through 4C show curves representing examples of control of an on-off valve used in an embodiment of a control system according to the invention.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ОДНОГО ИЗ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯDETAILED DESCRIPTION OF ONE OF THE EMBODIMENTS

Фиг.1 схематически показывает турбореактивный двигатель 10 байпасного двухроторного типа, к которому в частности применяется изобретение. Конечно, изобретение не ограничено этим конкретным типом газотурбинного авиационного двигателя.1 schematically shows a turbojet engine 10 of a bypass two-rotor type to which the invention is particularly applicable. Of course, the invention is not limited to this particular type of gas turbine aircraft engine.

Хорошо известным образом, турбореактивный двигатель 10 с продольной осью X-X, в частности, включает в себя вентилятор 12, который подает поток воздуха в проток 14 первичного потока и в проток 16 вторичного потока, соосный с протоком первичного потока. От выше по потоку до ниже по потоку в направлении течения газового потока, проходящего через него, проток 14 первичного потока включает в себя компрессор 18 низкого давления, компрессор 20 высокого давления, камеру 22 сгорания, турбину 24 высокого давления и турбину 26 низкого давления.In a well-known manner, a turbojet engine 10 with a longitudinal axis X-X, in particular, includes a fan 12 that supplies an air stream to the primary flow duct 14 and to the secondary flow duct 16 coaxial with the primary flow duct. From upstream to downstream in the flow direction of the gas stream passing through it, the primary flow duct 14 includes a low pressure compressor 18, a high pressure compressor 20, a combustion chamber 22, a high pressure turbine 24 and a low pressure turbine 26.

Как точнее показано посредством фиг. 2, турбина 24 высокого давления турбореактивного двигателя включает в себя ротор, состоящий из диска 28, на котором установлено множество поворотных лопаток 30, расположенных в протоке первичного потока 14. Ротор окружен кожухом 32 турбины, включающим в себя бандаж 34 турбины, несомый наружным кожухом 36 турбины через монтажные скобы 37.As more precisely shown by means of FIG. 2, a high-pressure turbine 24 of a turbojet engine includes a rotor consisting of a disk 28 on which a plurality of rotary blades 30 are mounted located in the primary flow duct 14. The rotor is surrounded by a turbine shroud 32 including a turbine brace 34 carried by an outer shroud 36 turbines through mounting brackets 37.

Бандаж 34 турбины может быть сформирован из множества смежных секторов или сегментов. На внутренней стороне, он снабжен слоем 34a истираемого материала и окружает лопатки 30 ротора, оставляя зазор 38 с их кромками 30a.The turbine bandage 34 may be formed from a plurality of adjacent sectors or segments. On the inside, it is provided with a layer 34a of abradable material and surrounds the rotor blades 30, leaving a gap 38 with their edges 30a.

В соответствии с изобретением, предложена система, которая предоставляет возможность регулирования зазора 38 посредством уменьшения, регулируемым образом, внутреннего диаметра наружного кожуха 36 турбины.In accordance with the invention, a system is provided that enables the adjustment of the gap 38 by reducing, in a controlled manner, the inner diameter of the outer casing 36 of the turbine.

Для этой цели корпус 40 управления расположен вокруг наружного кожуха 36 турбины. Этот корпус принимает холодный воздух посредством воздушного канала 42, открывающегося на своем конце выше по потоку в проток первичного потока в одной из ступеней компрессора 20 высокого давления (например, посредством заборного сопла, которое известно само по себе, а потому, не показано на фигурах). В частности, корпус управления питается воздухом только этого одиночного отвода в компрессоре (нет других источников воздуха, питающих корпус).For this purpose, the control housing 40 is located around the outer casing 36 of the turbine. This housing receives cold air through an air channel 42 opening at its end upstream into the primary flow duct in one of the stages of the high pressure compressor 20 (for example, by means of an intake nozzle, which is known per se, and therefore not shown in the figures) . In particular, the control housing is supplied with air only from this single outlet in the compressor (there are no other air sources supplying the housing).

Холодный воздух, циркулирующий в воздушном канале 42, полностью выпускается на наружный кожух 36 турбины (например, посредством многочисленных перфораций стенок корпуса 40 управления), побуждая его охлаждаться, а отсюда, уменьшая его внутренний диаметр. В частности, воздух, отведенный на ступени компрессора высокого давления, не питает никакие иные компоненты, нежели корпус управления.Cold air circulating in the air channel 42 is completely discharged to the outer casing 36 of the turbine (for example, by numerous perforations of the walls of the control housing 40), causing it to cool, and hence, reducing its inner diameter. In particular, the air discharged at the high-pressure compressor stage does not supply any other components than the control housing.

Как показано на фиг. 1, клапан 44 расположен в воздушном канале 42. Этот клапан управляется полнофункциональной системой 46 управления (или FADEC) турбореактивного двигателя в зависимости от рабочих уровней турбореактивного двигателя.As shown in FIG. 1, a valve 44 is located in the air duct 42. This valve is controlled by a fully functional control system (or FADEC) 46 of a turbojet engine depending on the operating levels of the turbojet engine.

Посредством управления клапаном 44 в качестве функции разных фаз полета самолета, таким образом, можно менять в ходе полетного задания внутренний диаметр наружного кожуха 36 турбины - а отсюда, внутренний диаметр бандажа 34 турбины - а следовательно, регулировать зазор, существующий между бандажом турбины и кромкой лопаток 30 ротора турбины высокого давления.By controlling the valve 44 as a function of the different phases of the flight of the aircraft, it is thus possible to change the inner diameter of the outer casing 36 of the turbine during the flight task — and hence the inner diameter of the turbine brace 34 — and therefore adjust the gap existing between the turbine brace and the edge of the blades 30 rotors of a high pressure turbine.

Фиг. 3 показывает изменение этого зазора 38 в ходе типичного полетного задания самолета, которое получается системой и способом регулирования согласно изобретению.FIG. 3 shows a change in this gap 38 during a typical flight mission of an airplane, which is obtained by the control system and method according to the invention.

На этой фигуре показаны разные кривые, а именно: кривая 100, иллюстрирующая частоту вращения ротора высокого давления турбореактивного двигателя, кривая 200, иллюстрирующая наружный диаметр ротора турбины высокого давления (диска 28 и лопаток 30), кривая 300, иллюстрирующая внутренний диаметр статора турбины высокого давления (наружного кожуха 36 турбины и бандажа 23 турбины), который регулируется системой регулирования согласно изобретению, и кривая 300a (пунктирная), иллюстрирующая внутренний диаметр статора, как он был бы в отсутствие регулирования.This figure shows different curves, namely: curve 100 illustrating the rotational speed of a high pressure rotor of a turbojet engine, curve 200 illustrating the outer diameter of the rotor of a high pressure turbine (disk 28 and blades 30), curve 300 illustrating the inner diameter of the stator of a high pressure turbine (turbine outer casing 36 and turbine brace 23), which is controlled by the control system according to the invention, and curve 300a (dashed) illustrating the inner diameter of the stator, as it would be in the absence of adjustments Nia.

Эти разные кривые показаны согласно разным фазам работы турбореактивного двигателя, представляющим типичное полетное задание, а именно: наземную фазу GI с числом оборотов холостого хода (соответствующую фазе руления самолета перед взлетом), сопровождаемую фазой TO+CL с высоким числом оборотов (соответствующей фазам взлета и набора высоты самолета), сопровождаемой фазой CR с номинальным числом оборотов (соответствующей крейсерской фазе самолета), сопровождаемой фазой FI полета с числом оборотов холостого хода (соответствующей заходу на посадку самолета перед приземлением), сопровождаемой фазой REV реверса тяги (соответствующей торможению самолета на земле), сопровождаемой еще одной наземной фазой GI с числом оборотов холостого хода.These different curves are shown according to different phases of the turbojet engine, representing a typical flight task, namely: the ground phase GI with the number of idle revolutions (corresponding to the taxiing phase of the aircraft before takeoff), followed by the TO + CL phase with a high number of revolutions (corresponding to the takeoff and climb), followed by a CR phase with a nominal speed (corresponding to the cruising phase of the aircraft), followed by a flight phase FI with a no-load speed (corresponding to approaching ku airplane before landing), followed by a phase REV thrust reverser (corresponding to the braking of the aircraft on the ground), followed by another ground GI phase with the number of turns of idling.

Как показано кривой 100, будет отмечено, что фаза TO+CL с высоким числом оборотов имеет место на числе оборотов, более высоком, чем номинальное число оборотов турбореактивного двигателя (фазе CR). Фазы с числом оборотов холостого хода (на земле и в полете) имеют место при числах оборотов, более низких, чем номинальное число оборотов турбореактивного двигателя, фаза FI полета с числом оборотов холостого хода, имеет число оборотов, которое также является более низким, чем у наземной фазы GI с числом оборотов холостого хода. Также будет отмечено, что фаза CR с номинальным числом оборотов принимается в течение большей части полетного задания.As shown by curve 100, it will be noted that the TO + CL phase with a high number of revolutions takes place at a number of revolutions higher than the nominal speed of the turbojet engine (phase CR). Phases with idle speed (on the ground and in flight) occur at speeds lower than the rated speed of the turbojet engine, the flight phase FI with idle speed has a speed that is also lower than ground phase GI with idle speed. It will also be noted that the CR phase with the nominal speed is taken over most of the flight mission.

Управление клапаном 44 согласно изобретению является следующим:The control of the valve 44 according to the invention is as follows:

- Во время наземной фазы GI с числом оборотов холостого хода, клапан закрыт, и внутренний диаметр статора остается по существу неизменным. Во время переходной фазы между фазой GI и фазой TO+CL, клапан по-прежнему закрыт, и статор волен расширяться под влиянием горячего воздуха в протоке первичного потока. Во время этой же самой переходной фазы, будет отмечено, что ротор начинает механически расширяться под влиянием центробежной силы.- During the ground GI phase with the idle speed, the valve is closed and the inner diameter of the stator remains essentially unchanged. During the transition phase between the GI phase and the TO + CL phase, the valve is still closed and the stator is free to expand under the influence of hot air in the primary flow duct. During this same transitional phase, it will be noted that the rotor begins to expand mechanically under the influence of centrifugal force.

- Во время фазы TO+CL с высоким числом оборотов, клапан 44 открыт, что охлаждает статор, а следовательно, уменьшает его внутренний диаметр. Зазор невелик и значительно уменьшен по сравнению с тем, каким он был бы в отсутствие регулирования. Результатом является серьезный выигрыш в производительности на этой фазе. Точнее будет отмечено, что открывание клапана происходит после того, как пройдена точка защемления, то есть, как только достигнута точка перехода между фазой механического расширения ротора и фазой теплового расширения ротора.- During the TO + CL phase with a high number of revolutions, the valve 44 is open, which cools the stator and, therefore, reduces its inner diameter. The gap is small and significantly reduced compared to what it would be in the absence of regulation. The result is a major performance gain in this phase. It will be more precisely noted that the valve opens after the pinch point is passed, that is, as soon as the transition point between the phase of mechanical expansion of the rotor and the phase of thermal expansion of the rotor is reached.

- Во время фазы CR с номинальным числом оборотов, клапан 44 удерживается открытым для охлаждения статора и, таким образом, для получения небольшого зазора, что является благотворным для производительности двигателя.- During the CR phase with a nominal speed, the valve 44 is kept open to cool the stator and thus to obtain a small clearance, which is beneficial for engine performance.

Будет отмечено, что в конце фазы TO+CL, во время перехода в фазу CR с номинальным числом оборотов, подача воздуха, направленного на статор, постепенно уменьшается. Также будет отмечено, что, во время фазы CR, эта же самая подача воздуха может быть большей или меньшей в зависимости от высоты полета. Разные способы получения уменьшения подачи воздуха будут детализированы позже в связи с фиг. 4.It will be noted that at the end of the TO + CL phase, during the transition to the CR phase with a nominal speed, the air supply directed to the stator is gradually reduced. It will also be noted that, during the CR phase, this same air supply may be larger or smaller depending on the flight altitude. Various methods for obtaining a reduction in air supply will be detailed later in connection with FIG. four.

- Во время фазы FI полета с числом оборотов холостого хода, клапан 44 вновь закрывается, так чтобы статор мог расширяться под влиянием горячего воздуха, протекающего в протоке первичного потока. Зазор раскрывается во время этой фазы захода на посадку самолета перед приземлением, для того чтобы предусмотреть непредвиденное обстоятельство, требующее, чтобы самолет вновь взлетал (а отсюда, возобновления высокого числа оборотов).- During the flight phase FI with the idle speed, the valve 44 closes again so that the stator can expand under the influence of hot air flowing in the primary flow duct. The gap is opened during this phase of the aircraft landing approach before landing in order to provide for an unforeseen circumstance requiring the aircraft to take off again (and hence, the resumption of a high number of revolutions).

- В заключение, во время фазы реверса тяги, REV, и наземной фазы с числом оборотов холостого хода, GI, клапан 44 поддерживается закрытым.- In conclusion, during the thrust reversal phase, REV, and the ground phase with idle speed, GI, valve 44 is kept closed.

Разные конструкции клапана могут использоваться для реализации такого регулирования зазора. Клапан 44 может иметь тип регулируемой подачи (под управлением FADEC), который содействует регулированию подачи воздуха, направленной на статор, особенно в конце фазы TO+CL и в фазе CR.Different valve designs can be used to implement such clearance control. Valve 44 may be of the type of controlled flow (controlled by FADEC), which facilitates the regulation of air flow directed to the stator, especially at the end of the TO + CL phase and in the CR phase.

Однако, по причинам стоимости и надежности, полезно прибегать к клапану двухпозиционного типа. Чтобы получать модуляцию подачи воздуха, направляемой на статор, с этим типом клапана, можно чередовать фазы открывания и закрывания клапана.However, for reasons of cost and reliability, it is useful to resort to a two-position valve type. In order to obtain modulation of the air supply directed to the stator with this type of valve, the phases of opening and closing the valve can be alternated.

Фиг. с 4A по 4C показывают разные подачи, которые могут получаться с этим типом управления двухпозиционным клапаном. На этих фигурах показаны прямоугольные импульсные сигналы, иллюстрирующие, по ординате, положение клапана (0 = открытый клапан, 1 = закрытый клапан), а по абсциссе, время t. Кривые с Ca по Cc иллюстрируют среднюю подачу воздуха, подводимую клапаном в зависимости от разных моментов времени его открывания: чем в большей степени продолжительнее открыт клапан (в каждом цикле открывания), тем более высокая средняя подача воздуха подводится клапаном (и наоборот).FIG. 4A through 4C show the different feeds that can be obtained with this type of on-off valve control. These figures show rectangular pulsed signals illustrating, in ordinate, the position of the valve (0 = open valve, 1 = closed valve), and in abscissa, time t. Curves Ca through Cc illustrate the average air supply supplied by the valve depending on different times of its opening: the longer the valve is open longer (in each opening cycle), the higher the average air supply is supplied by the valve (and vice versa).

Таким образом, понятно, что оперируя, с одной стороны, частотой открывания, а с другой стороны, соотношением циклического открывания/закрывания клапана, можно получать изменение средней подачи воздуха, направленного на статор.Thus, it is understood that by operating, on the one hand, with the opening frequency and, on the other hand, with the cyclic opening / closing ratio of the valve, it is possible to obtain a change in the average air supply directed to the stator.

Разные клапаны двухпозиционного типа хорошо известны специалистам в данной области техники, а потому здесь описаны не будут. Предпочтительно, будет выбран электрически управляемый клапан, который будет оставаться в закрытом положении в отсутствие подачи электрической мощности (таким образом, гарантируя, что клапан будет оставаться закрытым в случае отказа системы управления).Various on-off valves are well known to those skilled in the art, and therefore will not be described here. Preferably, an electrically controlled valve will be selected that will remain in the closed position in the absence of electrical power supply (thereby ensuring that the valve remains closed in the event of a control system failure).

Claims

1. The method of regulating the gap between the edges of the rotary blades of the rotor of the turbine of an aircraft gas turbine engine and the bandage of the turbine of the outer casing surrounding the blades, in accordance with which they control, according to the working number of engine revolutions, a valve located in the air duct opening to the stage of the engine compressor and leading to a control housing located around the outer surface of the turbine bandage, wherein the control housing is powered by air coming only from said compressor stage, this valve is opened to cool the bandage of the turbine of the outer casing during the high-speed operating phase corresponding to the take-off and climb phases of the aircraft driven by the engine, and during the phase with the nominal speed accompanying the high-speed phase and the corresponding cruising phase mentioned aircraft.

2. The method according to claim 1, in which the valve is closed during the flight phase with the idle speed accompanying the phase with the nominal speed and the corresponding phase of the aircraft landing approach before landing.

3. The method according to claim 1 or 2, in which the valve is closed during the ground phase with the idle speed, the preceding phase with the nominal speed and the corresponding taxiing phase of the aircraft before takeoff.

4. The method according to claim 1, in which the air supply leading to the outer surface of the turbine bandage is gradually reduced during the transition between the phase with a high speed and the phase with a nominal speed.

5. The method according to claim 4, in which the valve is a valve with adjustable position, and a gradual decrease in the air supply leading to the outer surface of the turbine during the transition provide a gradual closing of the valve.

6. The method according to claim 4, in which the valve is a two-position valve, and a gradual decrease in the air supply leading to the outer surface of the turbine bandage during the transition is provided by alternating the valve opening and closing phases.

7. A system for adjusting the gap between the edges of the rotor blades of the turbine rotor of an aircraft gas turbine engine and the bandage of the turbine of the outer casing surrounding the blades, comprising:
an air channel opening in the stage of the engine compressor and passing into the control housing surrounding the outer surface of the turbine bandage, and intended to supply air coming only from the said stage of the compressor;
a valve located in the air duct; and
a circuit configured to control the valve to open it during a phase with a high number of revolutions corresponding to the phases of take-off and climb of the aircraft driven by the engine, and during a phase with a nominal number of revolutions accompanying the phase with a high number of revolutions and the corresponding cruising phase mentioned aircraft.

8. The system according to claim 7, in which the valve is a valve with adjustable position.

9. The system according to claim 7, in which the valve is a two-position valve.

10. Aircraft gas turbine engine containing a clearance control system according to claim 7.