具有渦輪壓縮機的發動機引氣系統的製作方法

2023-05-07 03:50:11 2

背景

本公開涉及燃氣渦輪發動機，並且更具體地講，涉及具有渦輪壓縮機的發動機引氣系統。

燃氣渦輪發動機在眾多應用中加以使用，其中一個應用用於為飛機提供推力。壓縮空氣通常在燃燒器附近的高壓位置處加以分流而用於輔助用途，如飛機的環境控制。然而，該高壓空氣通常比能夠被管道系統安全地支撐並且遞送到飛機的空氣更熱。因此，預冷器或換熱器用於冷卻高溫發動機引出空氣並且通常位於發動機附近，使得過熱的空氣為安全起見而不會被通過管道而輸送通過飛機機翼。使來自發動機的超過所需壓力的較高壓力和較高溫度的空氣轉向降低了發動機效率。此外，用於冷卻發動機引出空氣的換熱器加大了整體飛機重量，這還降低了飛機的燃料燃燒效率。

概述

根據一個實施方案，提供了一種用於飛機的燃氣渦輪發動機的發動機引氣控制系統。所述發動機引氣控制系統包括發動機引氣分接頭，所述發動機引氣分接頭在所述燃氣渦輪發動機的最高壓力的壓縮機區段前面聯接到較低壓力的壓縮機區段的風扇空氣源或壓縮機源。所述發動機引氣控制系統還包括渦輪壓縮機，所述渦輪壓縮機與所述發動機排氣分接頭流體連通。所述發動機引氣控制系統還包括控制器，所述控制器可操作而選擇性地驅動所述渦輪壓縮機以提高來自所述發動機引氣分接頭的引出空氣壓力作為壓力增強的引出空氣，並且控制所述壓力增強的引出空氣到飛機使用的遞送。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括飛機使用為飛機的環境控制系統的情況。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括氣動引氣裝置，所述氣動引氣裝置用於對所述燃氣渦輪發動機的至少一個艙室入口進行防冰，其中所述氣動引氣裝置處於與所述發動機引氣分接頭不同的發動機級。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括飛機的機翼防冰系統由發動機發電機供電的情況。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述控制器可操作而控制所述壓力增強的引出空氣的一部分遞送到所述飛機的機翼防冰系統的情況。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述壓力增強的引出空氣的最大溫度在所述燃氣渦輪發動機的所有飛行條件下保持低於燃料空氣混合物的自燃點的情況。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述壓力增強的引出空氣的所述最大溫度為華氏400度(攝氏204度)的情況。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述渦輪壓縮機由高壓壓縮機引出空氣源選擇性地驅動並且所述渦輪壓縮機的排氣流被提供到以下中的一個或多個的情況：用於與所述壓力增強的引出空氣相組合的歧管；所述燃氣渦輪發動機的推力恢復源；以及所述渦輪壓縮機的推力恢復源。

根據另一個實施方案，一種控制用於飛機的燃氣渦輪發動機的發動機引氣系統的方法包括在所述燃氣渦輪發動機的最高壓力的壓縮機區段前面在較低壓力的壓縮機區段的風扇空氣源或壓縮機源處在渦輪壓縮機與發動機引氣分接頭之間建立流體連通。選擇性地驅動所述渦輪壓縮機以提高來自所述發動機引氣分接頭的引出空氣壓力作為壓力增強的引出空氣。控制所述壓力增強的引出空氣到飛機使用的遞送。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括飛機使用為飛機的環境控制系統並且所述壓力增強的引出空氣的最大溫度在所述燃氣渦輪發動機的所有飛行條件下保持低於燃氣空氣混合物的自燃點的情況，並且可包括由氣動引氣裝置對所述燃氣渦輪發動機的至少一個艙室入口提供防冰，其中所述氣動引氣裝置處於與所述發動機引氣分接頭不同的發動機級。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括由發動機發電機向所述飛機的機翼防冰系統提供電力。

除了一個或多個上述特徵以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括控制所述壓力增強的引出空氣的一部分到所述飛機的機翼防冰系統的遞送。

附圖簡述

在說明書結束處的權利要求書中具體指出了被視為本公開的主題，並明確地要求保護所述主題。根據下面結合附圖來理解的詳細描述，本公開的前述和其他特徵以及優點是顯而易見的，在附圖中：

圖1為燃氣渦輪發動機的橫截面視圖；

圖2為根據本公開的一個實施方案的發動機引氣系統的局部視圖；

圖3為根據本公開的一個實施方案的飛機防冰控制系統的示意圖；

圖4為根據本公開的多個實施方案的方法的工序流程；以及

圖5為燃氣渦輪發動機的另一實例的局部示意圖。

雖然上述附圖示出了本發明的一個或多個實施方案，但還涵蓋其他實施方案。在所有情況下，本公開以代表性而非限制性的方式呈現本發明。應當理解，本領域技術人員可以想出許多其他的修改和實施方案，它們均屬於本發明原理的範疇和精神範圍內。附圖可能不是按比例繪製的，並且本公開的應用和實施方案可包括附圖中未具體示出的特徵和部件。相同的附圖標記標識相同的結構元件。

詳細描述

本公開的各種實施方案是關於針對燃氣渦輪發動機的發動機引氣控制。本公開的多個實施方案可以應用於任何用於分流出壓縮空氣用於輔助用途的渦輪機械。例如，燃氣渦輪發動機為旋轉式燃燒渦輪發動機，所述旋轉式燃燒渦輪發動機圍繞電力芯構建，所述電力芯由壓縮機、燃燒器和渦輪機構成，所述壓縮機、燃燒器和渦輪機與上遊入口和下遊排氣口布置成流動串聯。壓縮機壓縮來自入口的空氣，所述空氣與燃料在燃燒器中混合併被點燃以生成熱燃燒氣體。渦輪機從膨脹的燃燒氣體中提取能量，並經由共同軸驅動壓縮機。能量呈旋轉能的形式在軸中遞送，以反作用推力的形式從排氣口遞送出來，或者兩者兼有。壓縮空氣可從各個級作為引出空氣提取出來。

燃氣渦輪發動機為範圍廣泛的應用包括航空和工業發電提供高效的、可靠的電力。小型發動機如輔助動力單元通常利用單轉軸設計，具有同向旋轉的壓縮機區段和渦輪機區段。大型噴氣發動機和工業燃氣渦輪機通常被布置到多個同軸嵌套的轉軸中，這些轉軸以不同的壓力和溫度操作，並且以不同的速度旋轉。

每個轉軸中的單獨的壓縮機區段和渦輪機區段被細分為多個級，所述多個級由轉子葉片和定子葉片翼片的交替行形成。翼片被成形用於使工作流體流轉向，加速並對其加壓，或用於產生升力以便在渦輪機中轉化為旋轉能。

航空應用包括渦輪噴氣發動機、渦扇發動機、渦輪螺旋槳發動機和渦輪軸發動機。在渦輪噴氣發動機中，主要從排氣口生成推力。現代固定翼飛機通常採用渦扇發動機設計和渦輪螺旋槳發動機設計，其中低壓轉軸聯接到具有兩個渦輪機的渦扇發動機中的推進風扇或螺旋槳。或者，在具有三個渦輪機的渦扇發動機中，一個渦輪機驅動風扇，一個渦輪機驅動第一壓縮機區段，並且第三渦輪機驅動第二壓縮機區段。渦輪軸發動機通常在旋轉翼飛機包括直升機上使用。

渦扇發動機通常分為高旁通比構型和低旁通比構型。高旁通比渦扇發動機主要從風扇產生推力，所述推力驅動氣流穿過圍繞發動機芯取向的旁通管道。這種設計常見於噪音和燃料效率為主要問題的商用飛機和軍用運輸機。低旁通比渦扇發動機從排氣流成比例地產生更多的推力，從而提供更大的比推力，以便在高性能飛機包括超音速噴氣式戰鬥機上使用。無管道(開式轉子)渦扇發動機和管道式螺旋槳發動機也已知呈各種反向旋轉構型和尾部安裝式構型。

現在參考圖1，示出了呈渦扇發動機構型的燃氣渦輪發動機10的橫截面視圖。示出的燃氣渦輪機發動機10包括推進風扇12，推進風扇被安裝在旁通管道14的內部，所述旁通管道位於風扇出口引導葉片13的上遊。發動機的電力芯由壓縮機區段16、燃燒器18和渦輪機區段20形成。壓縮機區段16和/或渦輪機區段20中的轉子葉片(或翼片)21與對應的定子葉片翼片39一起布置在級38中。

在圖1的雙轉軸高旁通比構型中，壓縮機區段16包括低壓壓縮機22(較低壓力的壓縮機區段)和高壓壓縮機24(最高壓力的壓縮機區段)。渦輪機區段20包括高壓渦輪機26和低壓渦輪機28。

低壓壓縮機22經由低壓軸30旋轉地聯接到低壓渦輪機28，由此形成低壓轉軸或低轉軸31。高壓壓縮機24經由高壓軸32旋轉地聯接到高壓渦輪機26，由此形成高壓轉軸或高轉軸33。

在燃氣渦輪發動機10的操作期間，風扇12使從入口34穿過旁通管道14的氣流加速，從而產生推力。芯氣流在低壓壓縮機22和高壓壓縮機24中被壓縮，隨後壓縮後的氣流與燃料在燃燒器18中混合併被點燃以生成燃燒氣體。

燃燒氣體膨脹以驅動高壓渦輪機26和低壓渦輪機28，所述高壓渦輪機和所述低壓渦輪機分別旋轉地聯接到高壓壓縮機24和低壓壓縮機22。膨脹的燃燒氣體經排氣噴嘴36離開，所述排氣噴嘴被成形為從排氣流產生額外的推力。在具有低壓渦輪機和高壓渦輪機的先進渦扇發動機設計中，低壓軸30可聯接到低壓壓縮機且隨後經由齒輪傳動式驅動機構37聯接到風扇12，從而提供改進的風扇速度控制，以便提高效率並降低發動機噪音。推進風扇12還可以用作燃氣渦輪發動機10的第一級壓縮機，其中低壓壓縮機22在高壓壓縮機前面作為中間級壓縮機或升壓器。可替代地，不存在低壓壓縮機級，並且來自風扇12的空氣被直接提供到高壓壓縮機24，或被提供到獨立旋轉的中間壓縮機轉軸。

發動機附件齒輪箱40經由塔軸42機械地聯接到燃氣渦輪機發動機10的旋轉部分如高壓轉軸33。各種發動機附件如泵44和發電機46(也稱為發動機發電機46)的旋轉可以通過如圖1示意性顯示的發動機附件齒輪箱40來驅動。

燃氣渦輪發動機10可具有一系列不同的軸和轉軸幾何形狀，包括單轉軸構型、雙轉軸構型和三轉軸構型，呈同向旋轉和反向旋轉兩種設計。燃氣渦輪發動機10也可以被構造為低旁通比渦扇發動機、開式轉子渦扇發動機、管道式或無管道螺旋槳發動機或工業燃氣渦輪機。

圖5顯示了呈齒輪傳動式渦扇發動機構型的燃氣渦輪發動機220的另一個實例。燃氣渦輪發動機220在上遊氣流入口224與下遊氣流排氣口226之間沿軸向中心線222延伸。燃氣渦輪發動機220包括風扇區段228、壓縮機區段216、燃燒器區段232和渦輪機區段219。壓縮機區段216包括低壓壓縮機(lpc)區段229、中間壓力壓縮機(ipc)區段230和高壓壓縮機(hpc)區段231，其中lpc區段229和ipc區段230為位於hpc區段231的最高壓力的壓縮機區段前面的較低壓力的壓縮機區段。渦輪機區段219包括高壓渦輪機(hpt)區段233、中間壓力渦輪機(ipt)區段234和低壓渦輪機(lpt)區段235。

發動機區段228至235在發動機外殼236內沿中心線222順序地布置。發動機外殼236包括內部(例如，芯)殼體238和外部(例如，風扇)殼體240。內部殼體238容納lpc區段229和發動機區段230至235，所述lpc區段和所述發動機區段形成燃氣渦輪發動機220的多轉軸芯。外部殼體240容納至少風扇區段228。發動機外殼236還包括內部(例如，芯)艙室242和外部(例如，風扇)艙室244。內部艙室242容納內部殼體238並為內部殼體238提供流線型覆蓋件。外部艙室244容納外部殼體240並為外部殼體240提供流線型覆蓋件。外部艙室244還與內部艙室242的一部分重疊，由此在艙室242與244之間徑向地限定旁通氣體路徑246。當然，旁通氣體路徑246還可由外部殼體240和/或燃氣渦輪發動機220的其他部件部分地限定。

發動機區段228至231和233至235各自包括相應的轉子248至254。這些轉子248至254各自包括多個轉子葉片(例如，風扇葉片、壓縮機葉片或渦輪機葉片)，所述多個轉子葉片圍繞一個或多個相應轉子盤周向地布置且連接到一個或多個相應轉子盤。例如，轉子葉片可與相應的轉子盤整體地形成或者機械地緊固、焊接、釺焊、粘附和/或以其它方式附接到相應的轉子盤。

轉子248至254分別被構造到多個旋轉組件256至258中。第一旋轉組件256包括風扇轉子248、lpc轉子249和lpt轉子254。第一旋轉組件256還可包括齒輪傳動系統260和一個或多個軸262和263，該齒輪傳動系統260可以被構造為具有行星齒輪系統或星型齒輪系統的周轉齒輪傳動系統。lpc轉子249被連接到風扇轉子248。風扇轉子248通過風扇軸262連接到齒輪傳動系統260。因此，lpc轉子249通過風扇轉子248和風扇軸262連接到齒輪傳動系統260。齒輪傳動系統260通過低速軸263連接到lpt轉子254並由lpt轉子254驅動。

第二旋轉組件257包括ipc轉子250和ipt轉子253。第二旋轉組件257還包括中間速度軸264。ipc轉子250通過中間速度軸264連接到ipt轉子253並由ipt轉子253驅動。

第三旋轉組件258包括hpc轉子251和hpt轉子252。第三旋轉組件258還包括高速軸265。hpc轉子251通過高速軸265連接到hpt轉子252並由hpt轉子252驅動。

軸262至265中的一個或多個可以是圍繞中心線222同軸的。軸263至265中的一個或多個也可以同心地布置。低速軸263在中間速度軸264內徑向地設置並且軸向地延伸穿過中間速度軸264。中間速度軸264在高速軸265內徑向地設置並且軸向地延伸穿過高速軸265。軸262至265由多個軸承(例如，滾動元件和/或推力軸承)可旋轉地支撐。這些軸承各自通過至少一個固定結構如環狀支撐支柱連接到發動機外殼236(例如，內部殼體238)。

在操作期間，空氣通過氣流入口224進入燃氣渦輪發動機220。該空氣被引導穿過風扇區段228並進入芯氣體路徑266和旁通氣體路徑246。芯氣體路徑266順序地流過發動機區段229至235。芯氣體路徑266內的空氣可稱為「芯空氣"。旁通氣體路徑246內的空氣可稱為「旁通空氣"。

芯空氣由壓縮機轉子249至251壓縮並且被引導到燃燒器區段232中。燃料被噴射到燃燒器區段232中並與壓縮後的芯氣體混合以提供燃料-空氣混合物。該燃料-空氣混合物被點燃並且它的燃燒產物流過且順序地導致渦輪機轉子252至254旋轉。渦輪機轉子252至254的旋轉分別驅動壓縮機轉子251至249的旋轉，以及因此從芯氣流入口接收的空氣的壓縮。渦輪機轉子254的旋轉還驅動風扇轉子248的旋轉，這會推進旁通空氣穿過旁通氣體路徑246並且到達旁通氣體路徑246的外部。旁通空氣的推進可能導致燃氣渦輪機發動機220產生大部分推力，例如，超過百分之七十五(75％)的發動機推力。然而，本公開的燃氣渦輪發動機220並不限於前述示例性推力比。另外，雖然圖5的實例包括齒輪傳動系統260，但在其他實施方案中，可排除包括兩個或更多個轉軸的齒輪傳動系統260。

圖2為根據一個實施方案的發動機引氣系統50(也稱為發動機引氣控制系統)的局部視圖。在圖2的實例中，發動機引氣分接頭52聯接到圖1的燃氣渦輪發動機10的低壓壓縮機22的壓縮機源54。可替代地，發動機引氣分接頭52可聯接到位於低壓壓縮機22上遊的風扇空氣源56以從風扇12中抽取空氣。來自發動機引氣分接頭52的引出空氣被引導通過止回閥58並且可在歧管61中與來自發動機引氣分接頭52的壓縮流相組合，由渦輪壓縮機60進一步壓縮作為壓力增強的引出空氣。閥62可控制壓力增強的引出空氣通過管道65到飛機使用64的遞送。飛機使用64可以是飛機5的環境控制系統90，如圖3最佳可見。渦輪壓縮機60可如閥68所控制由來自高壓壓縮機24上的高壓分接頭66的高壓壓縮機引出空氣源選擇性地驅動。來自渦輪壓縮機60的排氣流63可被引導到一個或多個位置。在一個實施方案中，排氣流63返回到歧管61，只要系統的溫度和壓力得到保持。在另一個實施方案中，排氣流63作為推力恢復源67被引導。推力恢復源67可以是通往燃氣渦輪發動機10的風扇管道的通路以便經由主風扇噴嘴進行推力恢復，其中排氣流63可超過燃料-空氣混合物的自燃點。可替代地，推力恢復源67可以是渦輪壓縮機60的噴嘴，用於例如在吊架整流罩的尾部(例如，圖3的吊架84)中恢復呈推力形式的能量。

在多個實施方案中，為發動機防冰系統74提供用於對燃氣渦輪發動機10的艙室入口72(圖3)進行防冰的氣動引氣裝置70。發動機防冰系統74可為發動機部件和/或艙室部件提供防冰並且可超過華氏400度(攝氏204度)。氣動引氣裝置70可處於與發動機引氣分接頭52不同的發動機級，例如，下遊的較高溫度/壓縮點，但不需要處於最高壓縮級。閥76可由控制器48選擇性地致動，以啟用發動機防冰系統74。在一些實施方案中，飛機5的機翼80中的機翼防冰系統78由發動機發電機46供電，即電防冰。在替代實施方案中，控制器48可操作而使用閥82控制壓力增強的引出空氣的一部分到飛機5的機翼防冰系統78的遞送。控制器48還可控制閥62、66以及其他部件。

控制器48可包括用於存儲由處理器執行的指令的存儲器。可執行指令可諸如關於圖1的燃氣渦輪發動機10的一個或多個系統的控制和/或監視操作而以任何方式且以任何抽象水平存儲或組織。該處理器可以是任何類型的中央處理單元(cpu)，包括通用處理器、數位訊號處理器、微控制器、專用集成電路(asic)、現場可編程門陣列等。另外，在多個實施方案中，存儲器可包括隨機存取存儲器(ram)、只讀存儲器(rom)、或者其他電子、光學、磁性或上面存儲有非臨時性數據和控制算法的任何其他計算機可讀介質。控制器48可體現在單個現場可更換單元、控制系統中(例如，在電子發動機控制內)和/或分布在多個電子系統之間。

在圖2的實例中，發動機引氣分接頭52被安裝在較低溫度發動機級，使得在與渦輪壓縮機60結合時，壓力增強的引出空氣的最大溫度在燃氣渦輪發動機10的所有飛行條件下都保持低於燃料-空氣混合物的自燃點。例如，最大溫度可針對0.25mach確定為華氏400度(攝氏204度)以及華氏120度-天。渦輪壓縮機60的尺寸可設定成在使用時，使引出空氣提高大約15至20磅每平方英寸(psi)。控制器48可以觀察各種飛機操作條件，以確定何時需要渦輪壓縮機60以及何時調整渦輪壓縮機60的輸出。通過選擇已加壓成大於環境壓力而溫度小於燃料-空氣混合物的自燃點的發動機引出空氣源，渦輪壓縮機60可適當地設定尺寸，以增強發動機引出空氣，而不超過自燃點或最大壓力約束。

雖然圖2中顯示了特定構型，但實施方案範疇內的其他構型也涵蓋在內。例如，閥82可位於閥62的上遊。此外，渦輪壓縮機60的輸出可具有其他使用和/或與機翼防冰系統78和/或其他系統具有其他連接。在將燃氣渦輪發動機10聯接到機翼80的吊架84(圖3)的內部(或下方)，或在飛機5的內部，渦輪壓縮機60可位於燃氣渦輪發動機10附近。另外，發動機引氣系統50可結合到圖5的燃氣渦輪發動機220中，其中發動機引氣分接頭52可在例如圖5的燃氣渦輪發動機220的最高壓力的壓縮機區段(hpc區段231)前面聯接到較低壓力的壓縮機區段(例如，lpc區段229或ipc區段230)的壓縮機源。

圖4為根據一個實施方案的方法100的工序流程。方法100參照圖1至圖5來描述。雖然主要參照圖1的燃氣渦輪發動機10進行了描述，但應當理解，方法100也可適用於圖5的燃氣渦輪發動機220和其他構型。在塊102中，在燃氣渦輪發動機10的最高壓力的壓縮機區段前面在較低壓力的壓縮機區段的風扇空氣源56或壓縮機源54處在渦輪壓縮機60與發動機引氣分接頭52之間建立流體連通。在塊104中，選擇性地驅動渦輪壓縮機60，以提高來自發動機引氣分接頭52的引氣壓力作為壓力增強的引出空氣。在塊106中，由控制器48控制壓力增強的引出空氣到飛機使用64的遞送。可由氣動引氣裝置70對燃氣渦輪發動機10的艙室入口74進行防冰。可由發動機發電機46向飛機10的機翼防冰系統78提供電力。可替代地，控制器48例如使用閥62和/或82的組合來控制壓力增強的引出空氣的一部分到飛機5的機翼防冰系統78的遞送。

技術效果和益處包括使用渦輪機壓縮機和峰值溫度極限來減小發動機引氣能耗。多個實施方案從低壓壓縮機或風扇空氣源抽取發動機引出空氣，並根據需要施加補償壓縮，以維持壓力和溫度極限並且避免發動機引出空氣的預先冷卻。多個實施方案可通過選擇性地提高發動機引出空氣的溫度和壓力而不超過燃料-空氣混合物的自燃點來消除對預冷器或額外換熱器的需要。

雖然已結合僅有限數量的實施方案描述了本公開，但很容易理解，本公開並不限於此類所公開的實施方案。而是，可修改本公開以併入迄今為止尚未描述但與本公開的範圍一致的任何數目的變化、更改、替代或等效布置方式。此外，儘管已描述了本公開的各種實施方案，但應當理解，本公開各方面可僅包括其中一些所述實施方案。因此，本公開並不視為受限於前面的描述，而是僅受到隨附權利要求的範圍的限制。