具有涡轮压缩机的发动机引气系统的制作方法

背景

本公开涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地讲，涉及具有涡轮压缩机的发动机引气系统。

燃气涡轮发动机在众多应用中加以使用，其中一个应用用于为飞机提供推力。压缩空气通常在燃烧器附近的高压位置处加以分流而用于辅助用途，如飞机的环境控制。然而，该高压空气通常比能够被管道系统安全地支撑并且递送到飞机的空气更热。因此，预冷器或换热器用于冷却高温发动机引出空气并且通常位于发动机附近，使得过热的空气为安全起见而不会被通过管道而输送通过飞机机翼。使来自发动机的超过所需压力的较高压力和较高温度的空气转向降低了发动机效率。此外，用于冷却发动机引出空气的换热器加大了整体飞机重量，这还降低了飞机的燃料燃烧效率。

概述

根据一个实施方案，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的发动机引气控制系统。所述发动机引气控制系统包括发动机引气分接头，所述发动机引气分接头在所述燃气涡轮发动机的最高压力的压缩机区段前面联接到较低压力的压缩机区段的风扇空气源或压缩机源。所述发动机引气控制系统还包括涡轮压缩机，所述涡轮压缩机与所述发动机排气分接头流体连通。所述发动机引气控制系统还包括控制器，所述控制器可操作而选择性地驱动所述涡轮压缩机以提高来自所述发动机引气分接头的引出空气压力作为压力增强的引出空气，并且控制所述压力增强的引出空气到飞机使用的递送。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括飞机使用为飞机的环境控制系统的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括气动引气装置，所述气动引气装置用于对所述燃气涡轮发动机的至少一个舱室入口进行防冰，其中所述气动引气装置处于与所述发动机引气分接头不同的发动机级。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括飞机的机翼防冰系统由发动机发电机供电的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述控制器可操作而控制所述压力增强的引出空气的一部分递送到所述飞机的机翼防冰系统的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述压力增强的引出空气的最大温度在所述燃气涡轮发动机的所有飞行条件下保持低于燃料空气混合物的自燃点的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述压力增强的引出空气的所述最大温度为华氏400度(摄氏204度)的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述涡轮压缩机由高压压缩机引出空气源选择性地驱动并且所述涡轮压缩机的排气流被提供到以下中的一个或多个的情况：用于与所述压力增强的引出空气相组合的歧管；所述燃气涡轮发动机的推力恢复源；以及所述涡轮压缩机的推力恢复源。

根据另一个实施方案，一种控制用于飞机的燃气涡轮发动机的发动机引气系统的方法包括在所述燃气涡轮发动机的最高压力的压缩机区段前面在较低压力的压缩机区段的风扇空气源或压缩机源处在涡轮压缩机与发动机引气分接头之间建立流体连通。选择性地驱动所述涡轮压缩机以提高来自所述发动机引气分接头的引出空气压力作为压力增强的引出空气。控制所述压力增强的引出空气到飞机使用的递送。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括飞机使用为飞机的环境控制系统并且所述压力增强的引出空气的最大温度在所述燃气涡轮发动机的所有飞行条件下保持低于燃气空气混合物的自燃点的情况，并且可包括由气动引气装置对所述燃气涡轮发动机的至少一个舱室入口提供防冰，其中所述气动引气装置处于与所述发动机引气分接头不同的发动机级。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括由发动机发电机向所述飞机的机翼防冰系统提供电力。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括控制所述压力增强的引出空气的一部分到所述飞机的机翼防冰系统的递送。

附图简述

在说明书结束处的权利要求书中具体指出了被视为本公开的主题，并明确地要求保护所述主题。根据下面结合附图来理解的详细描述，本公开的前述和其他特征以及优点是显而易见的，在附图中：

图1为燃气涡轮发动机的横截面视图；

图2为根据本公开的一个实施方案的发动机引气系统的局部视图；

图3为根据本公开的一个实施方案的飞机防冰控制系统的示意图；

图4为根据本公开的多个实施方案的方法的工序流程；以及

图5为燃气涡轮发动机的另一实例的局部示意图。

虽然上述附图示出了本发明的一个或多个实施方案，但还涵盖其他实施方案。在所有情况下，本公开以代表性而非限制性的方式呈现本发明。应当理解，本领域技术人员可以想出许多其他的修改和实施方案，它们均属于本发明原理的范畴和精神范围内。附图可能不是按比例绘制的，并且本公开的应用和实施方案可包括附图中未具体示出的特征和部件。相同的附图标记标识相同的结构元件。

详细描述

本公开的各种实施方案是关于针对燃气涡轮发动机的发动机引气控制。本公开的多个实施方案可以应用于任何用于分流出压缩空气用于辅助用途的涡轮机械。例如，燃气涡轮发动机为旋转式燃烧涡轮发动机，所述旋转式燃烧涡轮发动机围绕电力芯构建，所述电力芯由压缩机、燃烧器和涡轮机构成，所述压缩机、燃烧器和涡轮机与上游入口和下游排气口布置成流动串联。压缩机压缩来自入口的空气，所述空气与燃料在燃烧器中混合并被点燃以生成热燃烧气体。涡轮机从膨胀的燃烧气体中提取能量，并经由共同轴驱动压缩机。能量呈旋转能的形式在轴中递送，以反作用推力的形式从排气口递送出来，或者两者兼有。压缩空气可从各个级作为引出空气提取出来。

燃气涡轮发动机为范围广泛的应用包括航空和工业发电提供高效的、可靠的电力。小型发动机如辅助动力单元通常利用单转轴设计，具有同向旋转的压缩机区段和涡轮机区段。大型喷气发动机和工业燃气涡轮机通常被布置到多个同轴嵌套的转轴中，这些转轴以不同的压力和温度操作，并且以不同的速度旋转。

每个转轴中的单独的压缩机区段和涡轮机区段被细分为多个级，所述多个级由转子叶片和定子叶片翼片的交替行形成。翼片被成形用于使工作流体流转向，加速并对其加压，或用于产生升力以便在涡轮机中转化为旋转能。

航空应用包括涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。在涡轮喷气发动机中，主要从排气口生成推力。现代固定翼飞机通常采用涡扇发动机设计和涡轮螺旋桨发动机设计，其中低压转轴联接到具有两个涡轮机的涡扇发动机中的推进风扇或螺旋桨。或者，在具有三个涡轮机的涡扇发动机中，一个涡轮机驱动风扇，一个涡轮机驱动第一压缩机区段，并且第三涡轮机驱动第二压缩机区段。涡轮轴发动机通常在旋转翼飞机包括直升机上使用。

涡扇发动机通常分为高旁通比构型和低旁通比构型。高旁通比涡扇发动机主要从风扇产生推力，所述推力驱动气流穿过围绕发动机芯取向的旁通管道。这种设计常见于噪音和燃料效率为主要问题的商用飞机和军用运输机。低旁通比涡扇发动机从排气流成比例地产生更多的推力，从而提供更大的比推力，以便在高性能飞机包括超音速喷气式战斗机上使用。无管道(开式转子)涡扇发动机和管道式螺旋桨发动机也已知呈各种反向旋转构型和尾部安装式构型。

现在参考图1，示出了呈涡扇发动机构型的燃气涡轮发动机10的横截面视图。示出的燃气涡轮机发动机10包括推进风扇12，推进风扇被安装在旁通管道14的内部，所述旁通管道位于风扇出口引导叶片13的上游。发动机的电力芯由压缩机区段16、燃烧器18和涡轮机区段20形成。压缩机区段16和/或涡轮机区段20中的转子叶片(或翼片)21与对应的定子叶片翼片39一起布置在级38中。

在图1的双转轴高旁通比构型中，压缩机区段16包括低压压缩机22(较低压力的压缩机区段)和高压压缩机24(最高压力的压缩机区段)。涡轮机区段20包括高压涡轮机26和低压涡轮机28。

低压压缩机22经由低压轴30旋转地联接到低压涡轮机28，由此形成低压转轴或低转轴31。高压压缩机24经由高压轴32旋转地联接到高压涡轮机26，由此形成高压转轴或高转轴33。

在燃气涡轮发动机10的操作期间，风扇12使从入口34穿过旁通管道14的气流加速，从而产生推力。芯气流在低压压缩机22和高压压缩机24中被压缩，随后压缩后的气流与燃料在燃烧器18中混合并被点燃以生成燃烧气体。

燃烧气体膨胀以驱动高压涡轮机26和低压涡轮机28，所述高压涡轮机和所述低压涡轮机分别旋转地联接到高压压缩机24和低压压缩机22。膨胀的燃烧气体经排气喷嘴36离开，所述排气喷嘴被成形为从排气流产生额外的推力。在具有低压涡轮机和高压涡轮机的先进涡扇发动机设计中，低压轴30可联接到低压压缩机且随后经由齿轮传动式驱动机构37联接到风扇12，从而提供改进的风扇速度控制，以便提高效率并降低发动机噪音。推进风扇12还可以用作燃气涡轮发动机10的第一级压缩机，其中低压压缩机22在高压压缩机前面作为中间级压缩机或升压器。可替代地，不存在低压压缩机级，并且来自风扇12的空气被直接提供到高压压缩机24，或被提供到独立旋转的中间压缩机转轴。

发动机附件齿轮箱40经由塔轴42机械地联接到燃气涡轮机发动机10的旋转部分如高压转轴33。各种发动机附件如泵44和发电机46(也称为发动机发电机46)的旋转可以通过如图1示意性显示的发动机附件齿轮箱40来驱动。

燃气涡轮发动机10可具有一系列不同的轴和转轴几何形状，包括单转轴构型、双转轴构型和三转轴构型，呈同向旋转和反向旋转两种设计。燃气涡轮发动机10也可以被构造为低旁通比涡扇发动机、开式转子涡扇发动机、管道式或无管道螺旋桨发动机或工业燃气涡轮机。

图5显示了呈齿轮传动式涡扇发动机构型的燃气涡轮发动机220的另一个实例。燃气涡轮发动机220在上游气流入口224与下游气流排气口226之间沿轴向中心线222延伸。燃气涡轮发动机220包括风扇区段228、压缩机区段216、燃烧器区段232和涡轮机区段219。压缩机区段216包括低压压缩机(lpc)区段229、中间压力压缩机(ipc)区段230和高压压缩机(hpc)区段231，其中lpc区段229和ipc区段230为位于hpc区段231的最高压力的压缩机区段前面的较低压力的压缩机区段。涡轮机区段219包括高压涡轮机(hpt)区段233、中间压力涡轮机(ipt)区段234和低压涡轮机(lpt)区段235。

发动机区段228至235在发动机外壳236内沿中心线222顺序地布置。发动机外壳236包括内部(例如，芯)壳体238和外部(例如，风扇)壳体240。内部壳体238容纳lpc区段229和发动机区段230至235，所述lpc区段和所述发动机区段形成燃气涡轮发动机220的多转轴芯。外部壳体240容纳至少风扇区段228。发动机外壳236还包括内部(例如，芯)舱室242和外部(例如，风扇)舱室244。内部舱室242容纳内部壳体238并为内部壳体238提供流线型覆盖件。外部舱室244容纳外部壳体240并为外部壳体240提供流线型覆盖件。外部舱室244还与内部舱室242的一部分重叠，由此在舱室242与244之间径向地限定旁通气体路径246。当然，旁通气体路径246还可由外部壳体240和/或燃气涡轮发动机220的其他部件部分地限定。

发动机区段228至231和233至235各自包括相应的转子248至254。这些转子248至254各自包括多个转子叶片(例如，风扇叶片、压缩机叶片或涡轮机叶片)，所述多个转子叶片围绕一个或多个相应转子盘周向地布置且连接到一个或多个相应转子盘。例如，转子叶片可与相应的转子盘整体地形成或者机械地紧固、焊接、钎焊、粘附和/或以其它方式附接到相应的转子盘。

转子248至254分别被构造到多个旋转组件256至258中。第一旋转组件256包括风扇转子248、lpc转子249和lpt转子254。第一旋转组件256还可包括齿轮传动系统260和一个或多个轴262和263，该齿轮传动系统260可以被构造为具有行星齿轮系统或星型齿轮系统的周转齿轮传动系统。lpc转子249被连接到风扇转子248。风扇转子248通过风扇轴262连接到齿轮传动系统260。因此，lpc转子249通过风扇转子248和风扇轴262连接到齿轮传动系统260。齿轮传动系统260通过低速轴263连接到lpt转子254并由lpt转子254驱动。

第二旋转组件257包括ipc转子250和ipt转子253。第二旋转组件257还包括中间速度轴264。ipc转子250通过中间速度轴264连接到ipt转子253并由ipt转子253驱动。

第三旋转组件258包括hpc转子251和hpt转子252。第三旋转组件258还包括高速轴265。hpc转子251通过高速轴265连接到hpt转子252并由hpt转子252驱动。

轴262至265中的一个或多个可以是围绕中心线222同轴的。轴263至265中的一个或多个也可以同心地布置。低速轴263在中间速度轴264内径向地设置并且轴向地延伸穿过中间速度轴264。中间速度轴264在高速轴265内径向地设置并且轴向地延伸穿过高速轴265。轴262至265由多个轴承(例如，滚动元件和/或推力轴承)可旋转地支撑。这些轴承各自通过至少一个固定结构如环状支撑支柱连接到发动机外壳236(例如，内部壳体238)。

在操作期间，空气通过气流入口224进入燃气涡轮发动机220。该空气被引导穿过风扇区段228并进入芯气体路径266和旁通气体路径246。芯气体路径266顺序地流过发动机区段229至235。芯气体路径266内的空气可称为“芯空气"。旁通气体路径246内的空气可称为“旁通空气"。

芯空气由压缩机转子249至251压缩并且被引导到燃烧器区段232中。燃料被喷射到燃烧器区段232中并与压缩后的芯气体混合以提供燃料-空气混合物。该燃料-空气混合物被点燃并且它的燃烧产物流过且顺序地导致涡轮机转子252至254旋转。涡轮机转子252至254的旋转分别驱动压缩机转子251至249的旋转，以及因此从芯气流入口接收的空气的压缩。涡轮机转子254的旋转还驱动风扇转子248的旋转，这会推进旁通空气穿过旁通气体路径246并且到达旁通气体路径246的外部。旁通空气的推进可能导致燃气涡轮机发动机220产生大部分推力，例如，超过百分之七十五(75％)的发动机推力。然而，本公开的燃气涡轮发动机220并不限于前述示例性推力比。另外，虽然图5的实例包括齿轮传动系统260，但在其他实施方案中，可排除包括两个或更多个转轴的齿轮传动系统260。

图2为根据一个实施方案的发动机引气系统50(也称为发动机引气控制系统)的局部视图。在图2的实例中，发动机引气分接头52联接到图1的燃气涡轮发动机10的低压压缩机22的压缩机源54。可替代地，发动机引气分接头52可联接到位于低压压缩机22上游的风扇空气源56以从风扇12中抽取空气。来自发动机引气分接头52的引出空气被引导通过止回阀58并且可在歧管61中与来自发动机引气分接头52的压缩流相组合，由涡轮压缩机60进一步压缩作为压力增强的引出空气。阀62可控制压力增强的引出空气通过管道65到飞机使用64的递送。飞机使用64可以是飞机5的环境控制系统90，如图3最佳可见。涡轮压缩机60可如阀68所控制由来自高压压缩机24上的高压分接头66的高压压缩机引出空气源选择性地驱动。来自涡轮压缩机60的排气流63可被引导到一个或多个位置。在一个实施方案中，排气流63返回到歧管61，只要系统的温度和压力得到保持。在另一个实施方案中，排气流63作为推力恢复源67被引导。推力恢复源67可以是通往燃气涡轮发动机10的风扇管道的通路以便经由主风扇喷嘴进行推力恢复，其中排气流63可超过燃料-空气混合物的自燃点。可替代地，推力恢复源67可以是涡轮压缩机60的喷嘴，用于例如在吊架整流罩的尾部(例如，图3的吊架84)中恢复呈推力形式的能量。

在多个实施方案中，为发动机防冰系统74提供用于对燃气涡轮发动机10的舱室入口72(图3)进行防冰的气动引气装置70。发动机防冰系统74可为发动机部件和/或舱室部件提供防冰并且可超过华氏400度(摄氏204度)。气动引气装置70可处于与发动机引气分接头52不同的发动机级，例如，下游的较高温度/压缩点，但不需要处于最高压缩级。阀76可由控制器48选择性地致动，以启用发动机防冰系统74。在一些实施方案中，飞机5的机翼80中的机翼防冰系统78由发动机发电机46供电，即电防冰。在替代实施方案中，控制器48可操作而使用阀82控制压力增强的引出空气的一部分到飞机5的机翼防冰系统78的递送。控制器48还可控制阀62、66以及其他部件。

控制器48可包括用于存储由处理器执行的指令的存储器。可执行指令可诸如关于图1的燃气涡轮发动机10的一个或多个系统的控制和/或监视操作而以任何方式且以任何抽象水平存储或组织。该处理器可以是任何类型的中央处理单元(cpu)，包括通用处理器、数字信号处理器、微控制器、专用集成电路(asic)、现场可编程门阵列等。另外，在多个实施方案中，存储器可包括随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、或者其他电子、光学、磁性或上面存储有非临时性数据和控制算法的任何其他计算机可读介质。控制器48可体现在单个现场可更换单元、控制系统中(例如，在电子发动机控制内)和/或分布在多个电子系统之间。

在图2的实例中，发动机引气分接头52被安装在较低温度发动机级，使得在与涡轮压缩机60结合时，压力增强的引出空气的最大温度在燃气涡轮发动机10的所有飞行条件下都保持低于燃料-空气混合物的自燃点。例如，最大温度可针对0.25mach确定为华氏400度(摄氏204度)以及华氏120度-天。涡轮压缩机60的尺寸可设定成在使用时，使引出空气提高大约15至20磅每平方英寸(psi)。控制器48可以观察各种飞机操作条件，以确定何时需要涡轮压缩机60以及何时调整涡轮压缩机60的输出。通过选择已加压成大于环境压力而温度小于燃料-空气混合物的自燃点的发动机引出空气源，涡轮压缩机60可适当地设定尺寸，以增强发动机引出空气，而不超过自燃点或最大压力约束。

虽然图2中显示了特定构型，但实施方案范畴内的其他构型也涵盖在内。例如，阀82可位于阀62的上游。此外，涡轮压缩机60的输出可具有其他使用和/或与机翼防冰系统78和/或其他系统具有其他连接。在将燃气涡轮发动机10联接到机翼80的吊架84(图3)的内部(或下方)，或在飞机5的内部，涡轮压缩机60可位于燃气涡轮发动机10附近。另外，发动机引气系统50可结合到图5的燃气涡轮发动机220中，其中发动机引气分接头52可在例如图5的燃气涡轮发动机220的最高压力的压缩机区段(hpc区段231)前面联接到较低压力的压缩机区段(例如，lpc区段229或ipc区段230)的压缩机源。

图4为根据一个实施方案的方法100的工序流程。方法100参照图1至图5来描述。虽然主要参照图1的燃气涡轮发动机10进行了描述，但应当理解，方法100也可适用于图5的燃气涡轮发动机220和其他构型。在块102中，在燃气涡轮发动机10的最高压力的压缩机区段前面在较低压力的压缩机区段的风扇空气源56或压缩机源54处在涡轮压缩机60与发动机引气分接头52之间建立流体连通。在块104中，选择性地驱动涡轮压缩机60，以提高来自发动机引气分接头52的引气压力作为压力增强的引出空气。在块106中，由控制器48控制压力增强的引出空气到飞机使用64的递送。可由气动引气装置70对燃气涡轮发动机10的舱室入口74进行防冰。可由发动机发电机46向飞机10的机翼防冰系统78提供电力。可替代地，控制器48例如使用阀62和/或82的组合来控制压力增强的引出空气的一部分到飞机5的机翼防冰系统78的递送。

技术效果和益处包括使用涡轮机压缩机和峰值温度极限来减小发动机引气能耗。多个实施方案从低压压缩机或风扇空气源抽取发动机引出空气，并根据需要施加补偿压缩，以维持压力和温度极限并且避免发动机引出空气的预先冷却。多个实施方案可通过选择性地提高发动机引出空气的温度和压力而不超过燃料-空气混合物的自燃点来消除对预冷器或额外换热器的需要。

虽然已结合仅有限数量的实施方案描述了本公开，但很容易理解，本公开并不限于此类所公开的实施方案。而是，可修改本公开以并入迄今为止尚未描述但与本公开的范围一致的任何数目的变化、更改、替代或等效布置方式。此外，尽管已描述了本公开的各种实施方案，但应当理解，本公开各方面可仅包括其中一些所述实施方案。因此，本公开并不视为受限于前面的描述，而是仅受到随附权利要求的范围的限制。