安装在航空器涡轮发动机中的包括密封装置的用于供应加压空气的系统的制作方法

本发明涉及航空器涡轮发动机的领域，更具体地，涉及用于供应为这种涡轮发动机提供的加压空气的系统的整体领域，该系统尤其是用于将从涡轮发动机压气机采集的加压空气供应到航空器燃料箱的系统。

本发明可被应用于任何类型的航空器涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机。更优选地，本发明可被应用于双转子涡轮风扇发动机。

更准确地，本发明涉及一种安装在航空器涡轮发动机中的用于供应加压空气的系统，和一种装配这种用于供应加压空气的系统的方法。

背景技术：

在航空器涡轮发动机的整体领域中，已知采集热加压空气(通常在使用前进行冷却)来用于各种任务，例如用于实施对机翼除冰的操作，或者还出于空气调节的目的，例如在爬升阶段期间对航空器机舱进行空气调节，或者甚至还用于将加压空气供应到航空器燃料箱。

特别地，航空器燃料箱必须被供应加压空气，以降低该燃料箱中的燃料分压力。在实践中，燃料通常是煤油。通过减少燃料蒸气在箱中和接近箱处的出现，能够降低燃料自燃的风险。

为此，已知从例如为低压压气机或高压压气机的航空器涡轮发动机压气机采集热加压空气。所采集的空气的高温起因于被实施采集的压气机级中的空气的高压。

图1以轴向半横截面视图的形式示意性地示出了示例性的涡轮风扇喷气发动机10，该涡轮风扇喷气发动机围绕旋转轴线T旋转，提供了从该涡轮风扇喷气发动机上的压气机级的热加压空气采集，以将热加压空气供应到燃料箱。

沿气体在涡轮喷气发动机10内部的流动方向F从下游到上游，涡轮喷气发动机10包括：风扇11、压气机12、燃烧室13和涡轮14，该涡轮喷气发动机10用于通过合适的装置被附接在航空器机翼下，或者附接在航空器的机身后部部段上。

风扇11包括多个风扇叶片11a，该多个风扇叶片在其径向内端部处被附接在涡轮喷气发动机10的风扇盘11b的周缘上，该风扇盘自身被附接到涡轮喷气发动机10的轴(未示出)的上游端部。风扇叶片11a被风扇壳体在外部包围，该风扇壳体被安装在发动机舱15的上游端部处，该发动机舱大致是圆筒形的并且围绕涡轮喷气发动机10的压气机12、燃烧室13和涡轮14向下游延伸。

该发动机舱15使得空气流16能够进入待导通的涡轮喷气发动机10。该空气流的形成主流或初级空气的部分16a穿过压气机12，之后与燃料混合并且在燃烧室13中进行燃烧，之后被注入涡轮14中，以对涡轮14的转子叶片提供动力并且使压气机12的和风扇11的轴旋转。

进入涡轮喷气发动机10的空气流16的形成旁路流或次级空气的另一部分16b围绕涡轮喷气发动机10的在中间壳体17内部的主体流动，并且之后该部分围绕出口风扇管18(outlet fan duct，OFD)流动，以提供添加到由从涡轮14喷出的燃烧气体提供的推力中的额外的推力，出口风扇管被发动机舱15的罩包围。例如可使用来自于旁路流的冷空气来冷却热的油或热的空气回路，通常使用换热器来进行冷却。

中间壳体17包括两个内同轴圆筒形接管和外同轴圆筒形接管18和19，这两个接管通过径向臂或叶栅20连接到彼此。

此外，出口风扇管18包括大致圆筒形的内壁22，该内壁通过至少一个管状的径向臂23连接到同轴的内壳体21，该管状的径向臂也被称为“辅助臂”，诸如流体流动导管和电缆的辅助部件在该辅助臂内部穿过。出口风扇管18在其上游端部处被附接在中间壳体17的外接管19的下游端部上，并且该出口风扇管在其下游端部处被附接在发动机舱的喷嘴(未示出)的上游端部上。

此外，图1还示出了风扇区域或隔室ZF，该风扇区域或隔室被包括在发动机舱15的罩与元件17和18之间，该元件在外部界定了旁路流的流。由内壳体21形成的隔室被称为核心区域ZC，并且该核心区域通过辅助臂23连接到风扇区域ZF。

在申请人所开发的实施方案中，为了确保对配装有涡轮喷气发动机10的飞机的燃料箱的加压，设置了热加压空气采集回路，该回路由图1中的带有箭头的路径P来示意表示，来自压气机12的级12a。特别地，为了确保燃料箱中必要的压力，在压气机12的级12a处提供了热加压空气采集，为达成该采集使得有必要制造采集管32(在图2A和图2B中示出)，该采集管穿过高压空间33(大致可被视为加压室)，该采集管还可被用于涡轮喷气发动机10上的空气采集的其它目的。高压空间33中的压力为压气机12的位于级12a的下游的级12b的压力，热空气采集在12a处进行。

采集管32设置成被联接到热加压空气采集回路的路线，如图1中的带有箭头的路径P所示，该回路在辅助臂23内部流动，以使得将核心隔室ZC连接到风扇隔室ZF。之后，一旦到风扇隔室ZF内，如图1中的带有箭头的路径P的环路所示意表示的，热加压空气采集回路提供了超长的路线，这使得能够增大热空气采集回路与风扇隔室ZF的环境空气之间的热交换表面，以在将热加压空气采集回路连接到吊挂架之前对加压空气进行冷却，该吊挂架将涡轮喷气发动机10连接到飞机结构。

出于说明性的目的，带有箭头的路径P的环路被示出在次级流上方，但必须理解的是，该环路保持处于风扇隔室ZF中。此外，环路未被完全地示出；在带有箭头的路径P末端的虚线意指环路在未示出的路径上继续，该未示出的路径通至的出口点，以对航空器供应加压空气，冷却回路在出口点处离开风扇隔室ZF。

图2A和图2B示出了图1在压气机12处、并且尤其是在压气机12的一对相继的级12a和12b处的局部放大视图，压气机的这一对相继的级被高压空间33包围，该高压空间通过下游采集口31与下游级12b连通。例如，这一对相继的级对应于压气机的第三级和第四级。图2A和图2B分别对应于热加压空气采集回路处于其设计运行的情况以及该回路由于采集管32破裂而意外地与高压空间33连通的情况。

将热加压空气供应到燃料箱的压气机12包括热加压空气上游采集口30和上文提及的热加压空气下游采集口31，该上游采集口与压气机12的一对级中的上游级12a相关联，该下游采集口与压气机12的下游级12b相关联并且位于上游采集口30的下游。在上游采集口30处的所采集的热空气的温度例如低于300，℃在下游采集口31处的所采集的热空气的温度例如低于400。℃此外，上游采集口30例如位于压气机12的第二级12a处，下游采集口31例如位于压气机12的第四级12b处。

从压气机12采集的热加压空气可被用于至少两个类型的加压空气供应，尤其用于通过压气机12的级12a的上游采集口30对燃料箱进行供应，以及用于通过压气机12的级12b的下游采集口31进行的另一种热空气供应，诸如除冰空气供应和/或机舱加压空气供应。

为此，因此设置了联接到上游采集口30的热加压空气采集管32和高压空间33，该高压空间被联接到下游采集口31，采集管32沿着管部分32a穿过高压空间33。采集管32沿着箭头34输送用于燃料箱的加压空气。相似地，高压空间33沿着箭头35通过流体导管36对用于另一种类型供应(例如，除冰或机舱加压)的加压空气进行输送。

然而，所发现的与压气机12的该热加压空气采集回路相关的劣化的主要情况与采集管32破裂有关，破裂导致通过来自于压气机12的下游级12b的过热的空气对燃料箱进行加压，因此，这可能导致燃料自燃的风险。

实际上，参照图2A，该图示出了压气机12的热空气采集回路的设计运行模式的构型，位于高压空间33中的空气不与来自于上游采集口30并且被容纳在采集管32中的空气混合。因此，穿过采集管32的热加压空气几乎不被高压空间33的更热的空气所加热。

相反，参照图2B，该图示出了使压气机12的热空气采集回路劣化的构型，采集管12由于在接近高压空间33的部分32a处破裂而被损坏。在这种情况下，被容纳在高压空间33中的空气与从压气机12的上游级12a的上游采集口30穿过采集管32的冷空气之间发生混合。以这种方式，沿着箭头37离开压气机12的下游级12b的过热的空气经由图1中带有箭头的路径P示出的热加压空气采集回路带到燃料箱。该过热的空气导致了箱中的燃料自燃的风险。示例性地，可要求的是：在将涡轮喷气发动机连接到飞机结构在吊挂架的入口处，通过采集回路进行输送的热空气的温度不超过232。℃

因此，需要在压气机12的热加压空气采集回路处设置保护系统，以避免为了对燃料箱进行加压而将过热的空气注入到该燃料箱中。

申请人尤其基于传感器或控制阀的使用设计了解决方案，但该解决方案未被完全证实是令人满意的并且包括数个缺陷。特别地，对于实施而言，这种解决方案在技术可行性、高成本或者甚至复杂性方面可能具有难点。

技术实现要素：

因此，有提供替代解决方案的需求，以防止或者至少是限制例如被容纳在高压空间中的过热的加压空气进入到航空器涡轮发动机的一部分(例如涡轮发动机的压气机级)的加压空气采集管中，该加压空气例如被用于供应燃料箱。在采集管经受了损坏、以及尤其是破裂的情况下，尤其存在这种需求。

换言之，具有下述需求：在采集管损坏的情况下，并且尤其是在该采集管破裂的情况下，能够防止或者至少是限制通过这种采集管被供以热加压空气的燃料箱中的温度升高。

此外，具有提供下述解决方案的需求，该解决方案易于实施，并且对该解决方案而言，重量与尺寸的增加被最小化。

本发明的目的在于，至少部分地克服上文所提及的需求和与申请人的在先设计有关的缺陷。

因此，根据本发明的方面中的一个方面，本发明的目标为一种用于为航空器涡轮发动机供应加压空气的系统，该系统被构造为将加压空气供应到航空器的用于使用来自加压空气的压缩空气的部分，该加压空气从航空器涡轮发动机的用于采集压缩空气的部分采集，该系统的特征在于，该系统包括：

-用于采集加压空气的口，该口形成在航空器涡轮发动机的压缩空气采集部分的壳体上，

-采集构件，该采集构件被联接到采集口，以使得能够进行采集并将所采集的加压空气朝向用于使用压缩空气的部分输送，

-采集构件的通过口，该通过口形成在涡轮发动机的隔室的壳体上，所述壳体经受相对于用于采集压缩空气的部分的壳体的小的移动，在所述小的移动期间，穿过该通过口的采集构件具有相对于通过口的移动自由度，

-高压空间，该高压空间被采集构件穿过，该高压空间位于用于采集压缩空气的部分的壳体与涡轮发动机的隔室的壳体之间，并且高压空间包括处于比所采集的加压空气的压力更高的压力的加压空气，

用于供应加压空气的系统还包括密封装置，该密封装置大致位于用于采集压缩空气的部分的壳体与隔室的壳体之间，以在高压空间与自由空间之间构成大致密封的分隔，从而防止在采集构件破裂的情况下加压空气从高压空间进入到该采集构件中，该自由空间与隔室连通并且围绕采集构件设置。

由于本发明，使得能够通过加压空气采集构件(例如涡轮发动机的压气机级)将加压空气供应到例如为航空器燃料箱的航空器部分，即使在采集构件破裂的情况下仍不具有引入加压空气的风险，该加压空气温度过高，尤其能够导致燃料自燃的风险。此外，本发明可提供用于保护热加压空气采集构件的简单紧凑的解决方案，该采集构件与其所能够布置于的环境是相容的。

此外，根据本发明的用于供应加压空气的系统可包括以下特征中的一个或更多个，该特征可被单独地采用或者按照任何可能的技术组合来采用。

有利地，采集构件由采集管构成。相似地，在后续描述的保护构件有利地由保护管构成。因此，采集构件可构成内部管，位于可构成外部管的保护管的内部。特别地，保护管可构成防松螺母，防松螺母用于将采集管附接在用于采集加压空气的口上。

供应系统可包括用于将加压空气供应到航空器的至少一个燃料箱的设备，采集构件被联接到该设备。

航空器涡轮发动机的用于采集压缩空气的部分可由涡轮发动机的压气机级(尤其是高压压气机)构成。特别地，采集构件可被联接到涡轮发动机的压气机的上游级的采集口，高压空间可具有压气机的下游级的压力，该压力高于压气机的上游级的压力。

采集构件可被联接到热加压空气路线，该路线位于涡轮发动机的辅助设备的臂的内部，将核心隔室连接到涡轮发动机的风扇隔室。

密封装置可包括第一密封部件，该第一密封部件围绕采集构件布置并且被布置在通过口中，同时该第一密封部件具有相对于该通过口的移动自由度，该第一密封部件通过密封的联接件连接到用于采集压缩空气的部分的壳体，以防止空气在所述联接件处从高压空间大量地泄漏。

另一方面，密封的联接件可由第二密封部件构成，该第二密封部件包括形成了球形表面部分的环形外部表面，并且第一密封部件可具有包括内部圆筒形表面的自由端部，该内部圆筒形表面构成了与所述球形表面部分的圆形接触线，使得第一密封部件被密封地铰接到第二密封部件。

作为替代方案，可以不具有这种包括形成了球形表面部分的环形外部表面的第二密封部件。特别地，能够在凸台的周缘表面上构成球形表面部分，在后续描述的该凸台形成了采集口。

系统可进一步包括保持盖，该保持盖被附接到涡轮发动机隔室的壳体并且被采集构件穿过，该保持盖被布置为：将壳体与密封装置密封地连接，同时使得密封装置能够具有相对于壳体的移动自由度。

第一密封部件可包括滑动导通(lead-through)板，该滑动导通板具有平的部分，该平的部分能够抵靠保持盖的对应的平的部分并且能够在该对应的平的部分上滑动，第一密封部件的移动自由度在平行于平的部分的平面中实现，并同时防止垂直于该平面移动。

采集口可由用于采集压缩空气的部分的壳体上的凸台构成，该采集口的内表面由攻有螺纹的孔构成，该孔被构造为与采集构件的第一端部的外表面的螺纹配合，以使得能够将采集构件附接在采集口的凸台上。

另一方面，第二密封部件可为大致环形的密封垫圈。该密封垫圈可被安装在用于采集压缩空气的部分的壳体的凸台上，并且可包括用于插入采集构件的贯通开口。

供应系统可进一步包括被置于采集构件(尤其是采集构件的第一外凸台)与第二密封部件之间的夹紧接头。

这种夹紧接头尤其大致可由具有锁定件或不具有锁定件的环形的弹簧垫圈构成。例如，该弹簧垫圈可从“贝氏”类型的垫圈中或从有齿的单个盘簧锁定垫圈中进行选择。

采集构件可进一步包括第二外凸台，该第二外凸台位于距第一外凸台一定距离处，使得采集构件的位于第一外凸台与第二外凸台之间的部分构成机械薄弱区域，该区域是具有机械脆弱性的区域，该区域在采集构件破裂(即，裂开)的情况下是有利的。

采集构件的第二外凸台还可使得能够在泄漏的情况下，例如在采集构件和/或第一密封部件破裂的情况下限制(或调整)加压空气流率。在这种情况下，第二外凸台可形成在采集构件上，该第二外凸台大致面对第一密封部件的端部的外凸台，滑动导通板从该外凸台延伸。因此，采集构件的第二外凸台和第一密封部件的外凸台可在其之间限定了在泄漏的情况下对加压空气流率进行流动限制的通道。

保护构件可位于采集构件与第一密封部件之间，保护构件构成围绕采集构件至少部分的壳层，并且保护构件可包括插入腔，该插入腔用于使采集构件至少部分地进入到保护构件中，所述保护构件被布置为：一旦采集构件被附接在采集口的凸台上，保护构件就抵靠第二密封部件。

保护构件可包括安装在采集构件的第一端部上的第一端部，保护构件的第一端部尤其包括攻有螺纹的部分，该攻有螺纹的部分用于与采集构件的第一端部的外表面的螺纹配合。保护构件可进一步包括第二自由端部，该第二自由端部位于距采集构件和第一密封部件一定距离处。

保护构件的完好性可由包括第二自由端部的保护构件来确保，该保护构件不与其环境中的元件相接触，第一密封部件抵靠第二密封部件并且不抵靠保护构件。结果是，保护构件不经受应力，因此该保护构件不会断裂。特别地，保护构件可被布置在供应系统中，以在保护构件的第二端部与采集构件之间提供间隙，因此，该第二端部免于任何机械偏移。

有利地，采集构件的第一端部的外表面的螺纹、用于采集压缩空气的部分的壳体的凸台的内表面的攻有螺纹的孔、以及保护构件的第一端部的攻有螺纹的部分不构成供应系统的机械薄弱区域，以使得由于其相互保持而不会破裂。所以，即使在采集构件和/或保护构件破裂的情况下，螺纹、攻有螺纹的孔与攻有螺纹的部分之间的装配仍将被保持。

另一方面，保护构件的第一端部可抵靠在第二密封部件上并且被螺纹连接在采集构件的第一端部上，以使得构成用于将采集构件附接在采集口的凸台上的防松螺母。

最后，根据本发明的方面中的另一个方面，本发明的目标为一种用于装配系统的方法，该系统是诸如先前所限定的用于供应加压空气的系统，该方法包括下述相继的步骤：

a)将第二密封部件定位成抵靠在用于采集压缩空气的部分的壳体的凸台上，

b)将第一密封部件布置成与第二密封部件密封接合，

c)尤其通过将保护构件的攻有螺纹的部分螺纹连接在采集构件的第一端部的外表面的螺纹上，来将保护构件附接在采集构件上，

d)尤其通过将采集构件的第一端部的外表面的螺纹螺纹连接在凸台的内表面的攻有螺纹的孔中，直至保护构件与第二密封部件接触为止，来将由保护构件和采集构件构成的组件附接在采集口上，

e)可能地，将保护构件再次夹紧在采集构件上，以使组件连结在一起。

因此，有利地，通过采集构件来执行将保护构件附接在涡轮发动机上，保护构件预先已被附接在该采集构件上。能够考虑到具有特定的工具，该特定的工具能够使得保护构件和采集构件被同时附接。

用于供应加压空气的系统和根据本发明的装配方法可包括任何在说明书中所讨论的特征，该特征被单独地采用或者根据任何的技术可行性与另外的特征相结合采用。

附图说明

通过阅读本发明的以下为示例性非限制性实施方案的详细说明，以及通过察看为示意性局部视图的附图，本发明可被更好地理解，在附图中：

图1以轴向半横截面视图示出了一种示例性的航空器涡轮喷气发动机，该涡轮喷气发动机上从压气机级提供了热加压空气采集；

图2A和图2B分别为热加压空气采集回路处于其设计运行时以及该回路劣化的情况下时，图1的涡轮喷气发动机在压气机处的局部放大视图；

图3以轴向局部横截面视图示出了根据本发明的用于供应加压空气的系统的第一示例性实施方案；

图4A、图4B、图4C和图4D以轴向局部横截面视图示出了装配图3的用于供应加压空气的系统的方法的四个步骤；

图5以轴向局部横截面视图示出了根据本发明的用于供应加压空气的系统的第二示例性实施方案；以及

图6以轴向局部横截面视图示出了图5的示例的替代实施方案。

这些附图中从始至终地，相同的标记可指代相同的或相似的元件。

此外，附图中示出的不同部分不一定按相同的比例绘制，以使得附图可读性更好。

具体实施方式

说明书中从始至终要注意的是，术语“上游”和“下游”是相对于涡轮发动机10的气体的常规主流动方向F(从上游到下游)来进行考虑的。另一方面，涡轮发动机10的径向对称轴线被称为涡轮发动机10的轴线T。涡轮发动机10的轴向方向对应于涡轮的旋转轴线，该轴向方向也是涡轮发动机10的轴线T的方向。涡轮发动机10的径向方向为垂直于涡轮发动机10的轴线T的方向。此外，除非另行指明，否则形容词和副词“轴向”、“径向”、“轴向地”和“径向地”被关于上文所提及的轴向方向和径向方向使用。此外，除非另行指明，否则术语“内部”和“外部”是参照径向方向使用的，使得元件的内部部分比同一元件的外部部分更靠近涡轮发动机10的轴线T。

图1、图2A和图2B先前已在与本发明的背景技术相关的部分中进行了描述。

参照图3和图5，它们分别以轴向局部横截面视图示出了根据本发明的用于供应加压空气的系统1的第一示例性实施方案和第二示例性实施方案。关于图4A、图4B、图4C和图4D，其按照轴向局部横截面视图示出了装配图3的用于供应加压空气的系统的方法的四个步骤。

这些示例中从始至终所考虑的是，航空器涡轮发动机10可以是诸如先前参照图1进行描述的涡轮发动机，所以在本详细说明中将不再对参照图1描述的元件进行说明。然而，涡轮发动机10可以为另一个类型的，并且尤其可对应于双转子(twin spool)涡轮风扇发动机。

另一方面，对下文所描述的示例性实施方案中的每一个而言，所考虑的是，在根据本发明的供应系统中流动的热加压空气用于对航空器的至少一个燃料箱进行供应，以对该至少一个燃料箱加压并且因此避免燃料自燃的风险。

此外，所考虑的是，如先前参照图1所描述的，供应系统1包括来自涡轮发动机10的压气机12(尤其是高压压气机)的上游级12a的热加压空气采集管32。采集管32穿过高压空间33，该高压空间的压力为压气机12的下游级12b的压力，该压力高于压气机12的上游级12a的压力。而且，下文所描述的供应系统1的密封装置的目标尤其是为了克服由该采集管32破裂引起的失效情况。

当然，这些选择不是为了进行限制。特别地，供应系统1可被设置为使得能够在涡轮发动机10的另一个部分上对加压空气进行采集，并且还可使得能够对航空器的除了燃料箱之外的部分进行供应，以及例如被用于机翼除冰操作，或者还用于例如在爬升阶段期间对航空器机舱进行空气调节的目的。

在图3中，局部地示出了根据本发明的用于供应加压空气的系统1的第一示例性实施方案。

因此，系统1首先包括用于采集加压空气的口30，该口形成于压气机12的壳体12c上。

此外，采集管32(内部管)被联接到采集口30，以使得能够采集来自于压气机12的上游级12a的加压空气并将其朝向航空器燃料箱输送。

此外，用于供应加压空气的系统1包括采集管32的通过口38。通过口38被形成在涡轮发动机10的核心隔室ZC的壳体39上，该壳体39经受相对于压气机12的壳体12c的小的移动。表述“小的移动”尤其意指核心隔室ZC的壳体39相对于压气机12的壳体12c的相对移动，该相对移动是由壳体所经受的机械应力和膨胀引起的。例如，压气机12的壳体12c能经受比核心隔室ZC的壳体39更高的温度。此外，在涡轮发动机10运行期间，由涡轮产生的推力和扭矩导致每个壳体发生暂时变形，该变形意味着壳体之间的小的相对移动。这些相对移动的结果是，大致沿着对应于采集管32的轴线的同一轴线延伸的采集口30和通过口38可能在运行中轻微地错位。两个口30与38之间的距离以及两个壳体12c与39之间的角度也可能微小地改变。出于这些原因，所需的是，被附接到壳体12c的采集口30并因此跟随该口30移动的采集管32相对于通过口38以具有移动自由度的方式穿过该通过口，以使得在所述小的移动过程中不接触壳体39。实际上，采集管32抵靠在壳体39上将在管上产生应力，该应力将很可能导致该管破裂。

此外，采集管32沿着采集管部分32a穿过高压空间33，高压空间33位于压气机12的壳体12c与核心隔室ZC的壳体39之间。

高压空间33包括处于如下所述的压力下的空气：该压力高于从压气机12的上游级12a采集的加压空气的压力。

根据本发明，有利地，用于供应加压空气的系统1包括密封装置2，该密封装置大致位于压气机12的壳体12c与核心隔室ZC的壳体39之间，以构成高压空间33与自由空间40之间的大致密封的分隔，该自由空间与核心隔室ZC连通并且围绕采集管32设置，该自由空间40沿着采集管32的机械薄弱区域Zf延伸，以防止在采集管32破裂的情况下加压空气从高压空间33进入到该采集管中。

此外，为滑动导通件2(有时也被称为“yoyo”)的第一密封部件被布置在采集管32周围并且被布置到通过口38中，同时该滑动导通件相对于该通过口具有移动自由度。该滑动导通件2通过密封的联接件被连接到压气机12的壳体12c，以使得防止空气在联接件处从高压空间33大量地泄漏。

该密封的联接件由第二密封部件5构成，该第二密封部件包括开口5a，该开口用于使采集管32穿过第二密封部件。该第二密封部件5具有密封垫圈的形状，包括形成球形表面部分的外部环形表面。滑动导通件2具有包括内部表面的自由端部2c，该内部圆筒形表面构成了与该球形表面部分的圆形接触线，使得滑动导通件2被密封地铰接到密封垫圈5。将滑动导通件2铰接在第二密封部件5上使得：能够当核心隔室ZC的壳体39相对于压气机12的壳体12c进行相对移动的期间，尤其是当两个壳体之间的角度和/或距离发生改变时，不在这些部件上产生应力。实际上，滑动导通件2用于在与壳体39成一体的表面上滑动(即，局部地滑动)，同时保持垂直于该表面。

另一方面，系统1进一步包括保持盖3，该保持盖被附接到涡轮发动机10的核心隔室ZC的壳体39并且被采集管32穿过，该保持盖3被布置为将壳体39与滑动导通件2密封地连接，同时实现滑动导通件2相对于壳体39的移动自由度。保持盖3包括用于插入采集管32的第二通过口3a。

滑动导通件2进一步包括滑动导通板2a，该滑动导通板具有平的部分，该平的部分能够抵靠保持盖3的对应的平的部分并且能够在该对应的平的部分上滑动。滑动导通件2的移动自由度在平行于平的部分的平面中实现，同时防止了垂直于该平面进行移动。因此，滑动导通板2a被布置成抵靠核心隔室ZC的壳体39和用于插入采集管32的第一通过口2b。

滑动导通件2被可相对移动地安装在采集管32与涡轮发动机10的核心隔室ZC的壳体39之间。特别地，该滑动导通件被安装成抵靠保持盖3并且能够在该保持盖上滑动。此外，间隙J被设置在滑动导通板2a与保持盖3的内部环形台肩之间，该内部环形台肩抵靠在壳体39上。因此，保持盖3使得能够相对于壳体39轴向地保持滑动导通件2。然而，在图3中未示出的小的间隙被设置在壳体39的外部表面与滑动导通板2a之间，以避免将该板2a夹紧在保持盖3与壳体39之间。实际上，高压空间33中的压力高于核心隔室ZC中的压力，并且因此将滑动导通件2朝向外部推动，这使得将板2a压靠在保持盖3上。于是，板2a与壳体39之间不再具有接触。

采集口30由壳体12c的凸台(boss)30a构成，该凸台具有穿过壳体12c的开口并且沿着口的轴线延伸，口的轴线对应于采集管32的轴线。限定了凸台的开口的内表面Si由攻有螺纹的孔30b构成，该攻有螺纹的孔与采集管32的第一端部32b的外表面Se的螺纹节段32c配合。以这种方式，通过将螺纹节段32c螺纹连接在攻有螺纹的孔30b中，使得能够将采集管32附接在凸台30a上。

密封垫圈5被安装在压气机12的壳体12c的凸台30a上。

此外，在该图3的第一示例中，密封装置还包括保护管4(外部管)，该保护管构成了围绕采集管32的部分壳层。

保护管4位于采集管32与滑动导通件2之间。该保护管包括插入腔4a，该插入腔用于使采集管32部分地进入到该保护管内部。

此外，如在该图3和在图4B至图4D中可见的，保护管4包括第一端部4b，该第一端部被附接到采集管32的第一端部32b。

保护管4的该第一端部4b包括攻有螺纹的部分4d(防松螺母)，该部分与采集管32的第一端部32b的外表面Se的螺纹32c配合。

此外，保护管4径向地位于距滑动导通件2一定距离处，而且该保护管包括第二自由端部4c，该第二自由端部径向地位于距采集管32一定距离处。因此，在核心隔室ZC的壳体39相对于压气机12的壳体12c进行相对移动期间，保护管4恰巧不再与滑动导通件2轴向对齐，但是在正常情况下(normally)不与滑动导通件2接触。此外，即使采集管32经受在其上加以微小的屈曲的应力，该采集管仍在正常情况下不与第二端部4c接触。因此，尤其通过该第二自由端部4c确保了保护管4的完好性。保护管4不经受任何应力并且因此不会破裂。

另一方面，如在图3中可见的，保护管4的第一端部4b与密封垫圈5相接触，以使得确保在接触表面处的可靠的密封。

有利地，如果内部采集管32破裂，则由箭头R1指示的泄漏的加压空气因此将朝向核心隔室ZC逸出。相似地，如果滑动导通件2破裂，则由箭头R2指示的泄漏的加压空气因此将朝向核心隔室ZC逸出，但不存在任何朝向用于对燃料箱加压的回路的逸出，该回路在采集管32的内部。

参照图4A至图4D，现将描述用于装配图3的第一示例的用于对供应加压空气系统1的方法的步骤。

在图4A中示出的第一步骤a)和第二步骤b)中，通过将密封垫圈5置于压气机12的壳体12c的凸台30a上，并通过在之后将滑动导通件2布置成与密封垫圈5密封接合，密封垫圈5和滑动导通件2被分别引入涡轮发动机10中。

另一方面，如图4B中所示，通过按照图4B中示出的箭头F1向前移动，通过保护管4的攻有螺纹的部分4d与采集管32的第一端部32b的外表面Se的螺纹32c之间的配合，构成防松螺母的保护管4在步骤c)中被螺纹连接在采集管上。

如图4C所示，之后得到了由螺纹连接在彼此上的保护管4和采集管32构成的组件。

之后，如图4D所示，根据步骤d)，通过将采集管32的螺纹32c螺纹连接在采集口30的凸台30a的内表面Si的攻有螺纹的孔30b中，通过按照箭头F3向前移动并按照箭头F2旋转，该组件被引入涡轮发动机10中。因此，这样继续进行直至保护管4接触密封垫圈5为止。

最后，在步骤e)中，构成防松螺母的保护管(4)再次被夹紧在采集管32上，以使组件连结在一起。

在图5中，局部地示出了根据本发明的用于供应加压空气的系统1的实施方案的第二示例。

在该第二示例中，与参照图3描述的示例共有的元件不再进行描述。

实施方案的该第二示例与参照图3描述的实施方案的第一示例的本质上的不同之处在于，用于将采集管32附接到用于采集加压空气的口30的装置在此处不包括防松螺母，这使得能够不具有保护管4。

特别地，密封装置由密封垫圈5和滑动导通件2构成。

然而，在该示例中，供应系统1还包括大致环形的夹紧弹簧接头6，该夹紧弹簧接头被布置在采集管32的第一外凸台32d与密封垫圈5之间。

例如，该夹紧接头6可从“贝氏”垫圈中或从单螺旋弹簧齿式锁紧垫圈中进行选择。

另一方面，采集管32还包括位于管32的下述端部附近的第二外凸台32e：管在该端部处在核心隔室ZC中被联接到用于采集热加压空气的回路的路线(未示出)，该路线由图1中带有箭头的路径P示出。将管32联接到核心隔室ZC中的路线导致管上的应力。结果，在运行中不能够完全排除管32破裂(即，裂开)的风险。外凸台32e位于距第一外凸台32d一定距离处，使得采集管32的位于第一外凸台32d与第二外凸台32e之间的部分构成机械薄弱区域Zf，该区域是具有机械脆弱性的区域，这在采集管32破裂的情况下是有利的。

这些第一凸台32d和第二凸台32e还存在于图3的实施方案的示例的采集管32上。该凸台使得能够对机械薄弱区域Zf进行限定，在发生异常强烈的机械偏移的情况下，采集管32可在该机械薄弱区域处发生裂开。

另一方面，第二外凸台32e还使得能够在泄漏的情况下，例如在采集管32和/或滑动导通件2破裂的情况下对加压空气流率进行校正。为此，如图5所示，该第二外凸台32e形成在采集管32上，该第二外凸台大致面对滑动导通件2的端部(滑动导通板2a从该端部的外凸台延伸)的外凸台2d。这两个凸台32e和2d则在其之间限定了在泄漏的情况下对加压空气的流率限制通道。在图3的实施方案的示例中，相似的限制通道形成在第二凸台32e与保护管4的自由端部4c之间。如图4C所示，通过设定保护管4在采集管32上的位置，在组件处可对该限制通道的空气流动横截面进行调节。

有利地，包围采集管32的机械薄弱区域Zf的空间不再处于高压空间33的压力，而是处于比存在于采集管32内部的压力更低的压力，即核心隔室ZC的压力。

如果采集管32或滑动导通件2破裂(换言之，裂开)，泄漏的加压空气则将朝向核心隔室ZC逸出，而不会逸出在用于对采集管32朝向燃料箱进行加压的回路中。

因此，有利地，在上文所描述的实施例中的每一个实施例中，根据本发明的用于供应加压空气的系统1的密封装置使得能够确保被容纳在高压空间33中的加压空气在破裂的情况下将不会在采集管32内部朝向燃料箱流动。结果，任何泄漏均将被排放到核心隔室ZC中，而不是到用于对燃料箱进行加压的回路中。

此外，诸如根据图3的示例存在保护管4，或者诸如根据图5的示例对滑动导通件2和密封部件5进行特别的布置，使得能够在泄漏的情况下对加压空气流率进行校正，并且因此能够限制压气机12的效率损失，以及因此能够在采集管失效的情况下限制对比燃料消耗率(SFC，specific fuel consumption)的不利影响。

当然，本发明不限于已进行描述的实施方案的示例。本领域技术人员可对本发明加以各种修改。

特别地，在先前参照图3、图4A、图4D和图5进行描述的示例中，密封垫圈5包括构成球形表面部分的环形外部表面。该球形的部分被包括在同一球体的表面中。然而，根据本发明的替代实施方案，例如根据图5的示例的替代实施方案，诸如在图6中示出的，可以不具有这种密封垫圈5并且在构成了采集口30的凸台30a的周缘表面上直接形成球形的部分。

除非另外说明，则表述“包括一个”应被理解为与“包括至少一个”是同义的。