具有一体式传感器构件的航空发动机支柱的制作方法
【专利摘要】一种用于提供风扇轮毂框架结构支撑并监测航空发动机(100)内的气流(116)的发动机支柱(100)包括联接至航空发动机(100)且具有第一部分(122)和第二部分(124)的翼型件(120)。第一部分(122)相对于气流定位在第二部分(124)的上游。护罩(126)联接至发动机(100)且定位在第一部分(122)和第二部分(124)之间。护罩(126)包括第一侧(128)，其与第一部分(122)间隔开且与第一部分(122)一起限定第一流动路径(164)。护罩(126)还包括第二侧(130)，其与第二部分(124)间隔开且与第二部分(124)一起限定第二流动路径(169)。至少一个传感器(182)联接至航空发动机(100)且定位成与第二流动路径(169)流动连通。
【专利说明】具有一体式传感器构件的航空发动机支柱
[0001]相关申请的交叉引用
[0002 ]本PCT实用申请要求享有目前未决的，申请日为2013年1月29日的，美国专利申请序列号 14/065，840 的，题为 “(Aircraft Engine Strut Assembly and Methods ofAssembling the Same)航空发动机支柱组件及其组装方法”的实用申请的优先权和利益，并且其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
[0003]本文中所描述的实施例大体上涉及航空发动机，并且更具体地，涉及用于感测内部气流测量结果(诸如进入航空发动机的入口空气的温度和压力)的方法和系统。本文中所描述的实施例大体上涉及航空发动机，并且更具体地，涉及用于感测进入高压压缩机的入口空气的温度和压力的方法和系统。
【背景技术】
[0004]喷气式航空器可能需要外部和内部空气的温度和压力的精确测量结果以用于输入到空气数据计算机，发动机推力管理计算机，诸如全权限数字式电子控制(FADEC)JP/^其它航空计算机。一个这样的温度和压力传感器位于低压压缩机的出口导向叶片和高压压缩机的入口导向叶片之间。
[0005]常规的传感器可在诸如降雨，过冷液体水滴，冰晶和/或沙尘条件的恶劣天气期间经历降级。在发动机运行期间，这些颗粒可以进入发动机核心并撞击传感器。过冷液体水滴和/或冰晶可以附着在传感器上，并干扰传感器的测量结果，这可能导致不正确的传感器读数。此外，附着的冰可以从传感器上脱落并导致对发动机部件(诸如压缩机叶片、导叶和外壳)的机械损伤。
[0006]—些航空传感器设计可以包括用于保护传感元件的防冰装置。常规的装置可包括肘或弯曲部以在包含颗粒的主气流通过传感器时，转移一些气流进入传感元件。然而，这些常规的装置可能需要加热传感器入口并且弯曲以防止冰堆积。在这些位置引入热量可以引入壁边界层的近壁加热，或诱发水沿着发动机构件回流，其中如果控制不当，会降级传感器测量结果。
【发明内容】
[0007]在一个方面中，一种用于提供风扇轮毂框架结构支撑并监测航空发动机内的气流的发动机支柱包括联接至航空发动机且具有第一部分和第二部分的翼型件。第一部分相对于气流定位在第二部分的上游。护罩联接至发动机且定位在第一部分和第二部分之间。护罩包括第一侧，其与第一部分间隔开且与第一部分一起限定第一流动路径。护罩还包括第二侧，其与第二部分间隔开且与第二部分一起限定第二流动路径。至少一个传感器联接至航空发动机且定位成与第二流动路径流动连通。
[0008]在另一个方面，航空发动机包括风扇轮毂框架和联接至风扇轮毂框架的低压压缩机，低压压缩机包括配置成在风扇轮毂框架内指引气流的多个低压压缩机出口导叶。高压压缩机联接至风扇轮毂框架并且相对于气流定位在低压压缩机的下游。风扇轮毂框架还包括联接至风扇轮毂框架并且定位在低压压缩机和高压压缩机之间的翼型件。翼型件包括第一部分和第二部分，第一部分相对于气流定位在第二部分的上游。护罩联接至航空发动机并在第一部分和第二部分之间。护罩包括第一侧，其与第一部分间隔开且与第一部分一起限定第一流动路径;且包括第二侧，其与第二部分间隔开且与第二部分一起限定第二流动路径。至少一个传感器联接至第二部分且位于第二流动路径内。
[0009]在另一方面，一种将支柱组装至航空发动机的方法包括将支柱的第一部分和第二部分联接至航空发动机的风扇轮毂框架。将护罩联接至风扇轮毂框架且在第一部分和第二部分之间。该方法还包括将第一流动路径限定在第一部分和护罩之间，且将第二流动路径限定在第二部分和护罩之间。将传感器联接至第二部分且在第二流动路径内。
【附图说明】
[0010]当参考附图阅读下面的详细描述时，这些和其它特征，方面和优点将变得更好理解，附图中类似的字符代表类似零件，在附图中:
[0011]图1是示例性的航空发动机中的压缩系统的一部分的透视图；
[0012]图2是联接至图1中所示的航空发动机的风扇轮毂框架的多个示例性的支柱的透视图；
[0013]图3是图2中所示的支柱中的一个的俯视图；
[0014]图4是流过、围绕在图3中所示的支柱，和/或在图3中所示的支柱内的示例性气流的不意图；
[0015]图5是流过、围绕支柱，和/或在支柱内的另一示例性气流的示意图；
[0016]图6是流过、围绕在图3中所示的支柱，和/或在图3中所示的支柱内的另一示例性气流的示意图；
[0017]图7是联接到图1中所示的航空发动机的示例性的轮毂框架的传感器的侧正视图；以及
[0018]图8是示出组装如图1所示的航空发动机的示例性方法的流程图。
[0019]除非另有说明，否则本文提供的附图是为了说明公开的实施例的特征。这些特征被认为是适用于各种各样的，包括本公开的一个或更多个实施例的系统。因此，附图并不意图包括本领域普通技术人员已知的需要用于本文所公开的实施例的实施的所有常规特征。
【具体实施方式】
[0020]在以下说明书和权利要求书中，将参照许多术语，其将被限定为具有以下含义。单数形式“一”，“一个”，和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确说明。“任选的”或“任选地”是指可以发生或可以不发生在随后描述的事件或情况，并且该描述包括其中事件发生的实例和事件未发生的实例。
[0021]近似语言，如本文整个说明书和权利要求书中使用的，可以用于修饰任何定量表示，其在不导致其所涉及的基本功能的改变的情况下容许改变。因此，由诸如“大约”和“基本上”的一个或更多个术语修饰的值并不限于所规定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精确度。此处和在整个说明书和权利要求书，范围限制可组合和/或互换，这种范围是确定的，并包括所有包含的子范围内，除非上下文或语言指明。
[0022]本文所描述的实施例涉及航空发动机和将传感器设备组装到航空发动机的方法。该实施例还涉及用于在操作期间控制气流以促进发动机的性能改进的方法，系统和/或装置。应当理解的是，这里所描述的实施例包括多种类型的气体和/或燃烧和/或旋转式发动机，其包括航空发动机和发电发动机，并进一步理解的是，利用空气流控制的描述和附图仅是示例性的。
[0023]本文描述的示例性实施例感测和测量诸如进入航空发动机的进气的温度和压力的参数。此外，本文描述的实施例中将传感器从主流动路径中移除并将传感器定位在非主流动路径中。示例性实施例的支柱保护传感器免受水回流，水滴，冰雹，冰晶和/或传感器上的积冰。此外支柱保护传感器免受水滴，过冷液体水，冰雹，冰晶，和/或其它颗粒撞击或冲击。感测的和测量的参数被提供给全权限数字式电子控制或诸如空气数据计算机的计算机。本文所描述的传感器获得进入航空发动机的气流的压力和/或温度，具有降低和/或没有冲击传感器的颗粒的影响。此外，本文所描述的传感器获得进入航空发动机的气流的压力和/或温度读数，具有降低和/或没有从其它的发动机构件的传递的热量的影响。示例性实施例极小化和/或消除的流动路径内的颗粒积聚，并最小化和/或消除冲击发动机构件的颗粒破坏，以增加发动机的效率，并降低空气动力屏障。
[0024]图1是在示例性航空发动机100中的压缩系统10的透视图。图2是联接到航空发动机100的风扇轮毂框架106的多个支柱102的透视图。航空发动机100包括壳体104和风扇轮毂框架106。航空发动机100还包括联接到风扇轮毂框架106的低压侧108和高压侧110。低压侧108包括联接到风扇轮毂框架106并朝向壳体104延伸的多个低压出口导向叶片112。高压侦打10包括联接到风扇轮毂框架106并朝向壳体104延伸的多个高压入口导向叶片114。每个发动机支柱102联接到风扇轮毂框架106并朝向壳体104延伸。每个发动机支柱102联接到风扇轮毂框架106并位于低压出口导向叶片112和高压入口导向叶片114之间。发动机支柱102可以相对于航空发动机100在任何位置且离壳体104和/或风扇轮毂框架106任何距离处定位。指引气流116从低压压缩机出口导向叶片112，穿过支柱102，并且朝向高压入口导向叶片 114。
[0025]相邻的支柱102间隔开并在其间限定流动路径118以用于在发动机运行期间气流116从低压侧108朝向高压侧110引导。支柱102包括具有第一部分122和第二部分124的翼型件120。第一部分122相对于气流116位于第二部分124的上游侧。支柱102还包括护罩126，其联接到风扇轮毂框架106并位于第一部分122和第二部分124之间。第一部分122，第二部分124，和护罩126包括多种材料，例如，但不限于，金属，合金和陶瓷。第一部分122，第二部分124和护罩126可以包括任何材料组合物以承受航空发动机100内的环境。
[0026]图3是图2中所示的支柱102的俯视图。第一部分122包括联接到第一端132和第二端134的第一侧128和第二侧130。第一侧128和第二侧130在第一端132和第二端134之间基本上是线性的。第一端132具有曲线形状，例如，凸面形，而第二端134具有曲线形状，例如，凹面形。第一部分122具有在第一端132和第二端134之间测量的第一长度140，且具有从第一端132到第二端134之间测量的增加的宽度141。在示例性实施例中，第一端132限定凸面形以有助于将气流116空气动力学地分成第一气流142和第二气流144。此外，第一侧128配置成指引第一气流142朝向第二部分124，而第二侧130配置成指引第二气流144朝向第二部分 124。
[0027]第二部分124包括联接到第一端150和第二端152的第一侧146和第二侧148。第一侦J146和第二侧148在第一端150和第二端152之间是曲线的。第一端150具有曲线形状，例如，凸面形，而第二端152具有基本上直线形状。第二部分124具有在第一端150和第二端152之间测量的第二长度154，且具有从第二端152到第一端150测量的减小的宽度155。第一长度140与第二长度154不同。更具体地，第一长度140比第二长度154长。备选地，第一长度140可小于或基本上等于第二长度154。
[0028]护罩126位于第一部分122和第二部分124之间。护罩126包括联接到第一护罩端160和第二护罩端162的第一护罩侧156和第二护罩侧158。第一护罩侧156具有曲线形状，例如，凸面形，并位于第一侧128和第一护罩端160之间。第二护罩侧158具有曲线形状，例如，凹面形，并位于第二侧130和第二护罩端162之间。护罩126是共平面地布置在第一部分122和第二部分124之间，使得第一护罩端160不延伸超过第一侧128和第一侧146，而第二护罩端162不延伸超过第二侧130和第二侧148。第一护罩端160限定了第一角度157，而第二护罩端162限定了与第一角度157不同的第二角度159。第二角度159小于第一角度157。备选地，第二角度159可以大于第一角度157或基本上等于第一角度157的值。此外，备选地，第一护罩端160和第二护罩端162可以限定为如本文所述的能实现护罩126的操作的任何角度。
[0029]第一护罩侧156从第一部分122间隔开，以有助于与第一部分122限定第一流动路径164。更具体地，第一侧156从第二端134间隔开，以限定第一流动路径164。第一流动路径164具有第一入口 166，其由至少第一侧128和第一护罩端160限定，并且与第一气流142流动连通。第一流动路径164还包括第一出口 168，其由至少第二侧130与第一护罩侧156限定，并与第二气流144流动连通。第二护罩侧158从第二部分124间隔开，以有助于与第二部分124限定第二流动路径169。更具体地，第二护罩侧158从第二端152间隔开，以有助于限定第二流动路径169。在示例性实施例中，第一流动路径164，第二流动路径169，和护罩126径向地位于壳体104和风扇轮毂框架106之间(如图1和2所示)。在示例性实施例中，第一流动路径164，第二流动路径169，和护罩126位于支柱102的中间附近。备选地，第一流动路径164，第二流动路径169，和护罩126可以位于比壳体104更靠近风扇轮毂框架106的位置。此外，备选地，第一流动路径164，第二流动路径169，和护罩126可以位于支柱102内且在壳体104和风扇轮毂框架106之间的任何位置。第二流动路径169具有第二入口 170，其由至少第一侧146和第一护罩端160限定，并且与第一气流142流动连通。第二流动路径169还包括由至少第二侧148和第二护罩端162限定的第二出口 172。第一流动路径164具有第一构造174，而第二流动路径169具有与第一构造174不同的第二构造176。更具体地，第一构造174包括比第二构造176更小的半径。备选地，第一构造174可以基本上类似于第二构造176。
[0030]发动机支柱102包括联接到第二部分124和第二护罩侧158中的至少一个的绝缘体178。绝缘体178包括施加到第二端152和第二护罩侧158中的至少一个的绝缘层180。备选地，绝缘体178可包括其它热屏障，诸如但不限于粘合剂和泡沫。绝缘体178可包括任何构造和/或材料组合物，以极小化和/或消除从第二部分124和/或第二护罩侧158到第二流动路径169的热传递。此外，绝缘体178可联接到第一部分122和/或第一护罩侧156，以极小化和/或消除从第一部分122和/或第一侧146到第一流动路径164的热传递。
[0031]发动机支柱102包括联接到风扇轮毂框架106(示于图1)并位于第二流动路径169中的传感器182。传感器182位于第二流动路径169的大约中间跨度处。备选地，传感器182可定位在第二流动路径169的任何位置和/或高度处。传感器182包括温度传感器184，压力传感器186，和/或流速传感器188中的至少一个。传感器182可以包括任何构造来感知，测量，监测和或报告任何参数，例如但不限于，温度，压力，和/或第二流动路径169内存在的流速。
[0032]图4是穿过，围绕在图3中所示的支柱和/或在如图3所示的支柱102内的气流116的示例性流动FL的示意图。在操作中，压缩机108从低压侧108指引气流116并跨过支柱102。气流116包括颗粒190，例如但不限于，水滴，冰晶，污染物和/或其它异物。因为第一端132具有曲线形状，诸如，例如凸面形，第一端132配置成将气流116分为第一气流142和第二气流144，它们在流动路径118中都具有第一温度Tl。更具体地，第一温度Tl具有邻近第一部分122的第一气流142和第二气流144的温度值范围。第一部分122将热量192传递给至少第一气流142和第二气流144。第一气流142和第二气流144还包括位于第一侧128和第二侧130附近的表面温度TS。更具体地，表面温度TS具有邻近第一侧128和第二侧130的第一气流142和第二气流144的温度值范围。表面温度TS至少部分地由于从第一部分122传递的热192而高于第一温度Tl。存在于第一气流142和第二气流144中的诸如冰的颗粒190在暴露于表面温度TS时倾向于融化。存在于第一气流142的融化的冰和其它现有的水滴还倾向于沿着第一侦打28的表面194移动。此外，存在于第二气流144的融化的冰和其它现有的水滴还倾向于沿着第二侧130的表面196移动。第一侧128配置成朝向护罩126和第二部分124指引具有颗粒190的第一气流142。第二侧130配置成朝向护罩126和第二部分124指引具有颗粒190的第二气流144。
[0033]另外，在操作中，第一入口166与第一气流142流动连通。第一入口 166配置成将第一气流142的第一气流部分198和颗粒190指引到第一流动路径164中。更具体地，第一角度157和第一入口 166配置成将具有第一温度Tl，表面温度TS的第一气流部分198和颗粒190指引到第一流动路径164中。第一流动路径164配置成从第一入口 166且朝向第一出口 168引导第一气流部分198。在示例性操作中，第一部分122和/或护罩126通过传导和对流中的至少一种来传导热到第一流动路径164。热192配置成将第一气流部分198的温度提高到第二温度T2，其高于第一温度Tl。更具体地，第二温度T2具有第一流动路径164内的第一气流部分198的温度值的范围。第二温度T2基本上等于表面温度TS。备选地，第二温度T2可高于或低于表面温度TS。此外，第二侧130配置成将具有第一温度Tl，表面温度TS的第二气流144和颗粒190指引超过第二端134并经过第一出口 168。
[0034]第一流动路径164配置成指引第一气流部分198离开第一出口168，并与流经第二端134的第二气流144流动连通，以用于与其混合。在示例性实施例中，第一护罩侧156和第二护罩端162配置成从第一出口 168朝向第二部分124指引混合的第二气流144和第一气流部分198。更具体地，护罩端的第二角度159配置成指引混合的第二气流144和第一气流部分198经过第二出口 172并朝向第二部分124。
[0035]因为第二入口170配置成与第一气流142流动连通，所有第二入口 170配置成指引第一气流142的第二气流部分200到第二流动路径169中。第二入口 170配置成指引第二气流部分200以第三温度T3到第二流动路径169中。更具体地，第三温度T3具有对于第二流动路径169内的第二气流部分200的温度值范围。此外，第二流动路径169配置成指引第二气流部分200从第二入口 170，穿过传感器182，并且朝向第二出口 172。绝缘体178配置成极小化和/或消除从护罩126和/或第二部分124到流过第二流动路径169的第二气流部分200的热传递。因此，在操作中，第三温度T3基本上类似于第一温度Tl ο备选地，第三温度T3可以高于或低于第一温度Tl。传感器182配置成感知，测量和/或报告第三温度T3。因为第三温度T3等于或基本上等于第一温度Tl，传感器182的温度读数反映出第一气流142的温度，带有减少的从第一部分122，第二部分124，和/或护罩126的热传递的影响和/或不受该影响。
[0036]传感器182定位在第二流动路径169内的中间跨度和/或中间高度，以有助于经历第三温度T3的平均温度。此外，传感器182定位在第二流动路径169内的中间跨度和/或中间高度，以有助于经历可存在于第二入口 170的与第二气流部分200的非匀流，非湍流和/或非层流相对的第二气流部分200的匀流，湍流的和/或层流。备选地，传感器182可定位在第二流动路径169内的任何位置和/或高度，以获得第二气流部分200的准确温度读数。
[0037]护罩126配置成极小化和/或消除在航空发动机100的运行期间存在于第一气流142和第二气流144的颗粒190的颗粒积聚或堆积。更具体地，第一护罩端160配置成指引存在于第一气流142的颗粒190进入第一流动路径164并离开第一出口 168。第二护罩端162配置成指引存在于第一气流部分198中的任何颗粒190通过第二出口 172并朝向第二部分124。第二护罩端162的第二角度159配置成极小化和/或防止从第一出口 168排出的第一气流部分198中的任何颗粒190进入第二出口 172。此外，第二护罩端162的第二角度159配置成指引从第一出口 168排出的第一气流部分198经过第二出口 172并朝向第二部分124。
[0038]因为第一护罩端160配置成指引第一气流部分198的颗粒190进入第一流动路径164，并指引颗粒190经过第二入口 170并朝向第二部分124，第二气流部分200进入第二入口170基本上不含颗粒190。此外，第二护罩端162配置成防止存在于第二气流144和/或存在于第一气流部分198中的颗粒190回流进入第二出口 172并流入第二流动路径169。第二流动路径169配置成指引不含或基本上不含颗粒的第二气流部分200跨过传感器182。因此，传感器182配置成获得第一气流142，和特别地第一气流142的第二气流部分200的精确读数，带有降低至显著不受到冲击传感器的182的颗粒190的影响。
[0039]图5是穿过，围绕支柱102和/或支柱102内的气流116的示例性流动FP示意图。图6是穿过，围绕支柱102和/或支柱102内的气流116的示例性流动PP的示意图。在航空发动机100的示例性操作期间，第一气流142和第二气流144包括流线SL。此外，第一气流142和第二气流144包括压力P。第一入口 166配置成指引第一气流部分198进入第一流动路径164。第二入口 170配置成指引第二气流部分200进入第二流动路径169。在示例性操作中，第一气流部分198在第一流动路径164中包括第一流线SLl和第一压力Pl。更具体地，第一流线SLl表示在第一流动路径164中第一气流部分198的流动模式的范围，而第一压力Pl表示在第一流动路径164中第一气流部分198的压力值的范围。此外，第二气流部分200在第二流动路径169中包括第二流线SL2和第二压力P2。更具体地，第二流线SL2表示在第二流动路径169中第二气流部分200的流动模式的范围，而第二压力P2表示在第二流动路径169中第二气流部分200的压力值的范围。
[0040]第一流线SLl可以与流线SL不同，而第一压力Pl可以与压力P不同。此外，第二流线SL2可以与流线SL和第一流线SLl不同。第二压力P2也与压力P和压力Pl不同。另外，第二压力P2比压力P和第一压力Pl小。备选地，流线SL，SL1和SL2以及压力P，P1，和P2可以是基本相同的，以使支柱102能够如本文描述的作用。第二流动路径169配置成指引具有第二流线SL2和第二压力P2的第二气流142跨过传感器182。传感器182配置成感知，测量和/或报告第二气流142的流速和/或压力。
[0041]图7是联接到航空发动机100(如图1所示)的另一风扇轮毂框架202的传感器182的侧正视图。风扇轮毂框架202包括第一通道204和第二通道206。第一通道204包括流动连通到第二流动路径169的入口 208，还包括连接到传感器182的基座210。传感器182配置成从基座210延伸且进入第一通道204。传感器182定位在第一通道204内并且与第二流动路径169流动连通。传感器182并没有延伸进入到第二流动路径169。备选地，传感器182可以从基部210延伸并进入第二流动路径169。第二通道206流动连通地联接到第一通道204和第二流动路径169。更具体地，第二通道206包括流动连通地联接到第一通道204的入口 212，且包括流动连通地联接到第二流动路径169的出口 214。
[0042]在操作期间，第二气流部分200在第二流动路径169内流动。入口208配置成指引第二气流部分200的气流部分216进入第一通道204。第一通道204配置成指引气流部分216跨过传感器182。传感器182配置成感知，测量和/或记录参数，诸如但不限于气流部分216的温度，压力，和流速。入口 212配置成指引气流部分216从第一通道204并通过第二通道206。出口 214配置成指引气流部分216离开第二通道206并进入第二流动路径169。在第二流动路径169中，气流部分216与第二气流部分200混合。
[0043]图8是示出组装支柱(例如支柱102(如图1所示))到航空发动机(例如航空发动机100(如图1所示))的方法800的流程图。方法800包括将支柱的第一部分(例如第一部分122(如图3所示))和第二部分(诸如第二部分124(如图3所示))联接802到航空发动机的轮毂框架(例如轮毂框架106(如图2所示))。将护罩(例如护罩126(如图3所示))联接804到轮毂框架并在第一部分和第二部分之间。在示例性方法800中，护罩以共面布置的形式与第一部分和第二部分联接。方法800包括在第一部分和护罩之间限定806第一流动路径(例如第一流动路径164(如图3所示))。方法800还包括在第二部分和护罩之间限定808第二流动路径(诸如第二流动路径169(如图3所示))。第一流动路径，第二流动路径，和护罩位于支柱102内并在壳体104(如图1所示)和风扇轮毂框架之间。第一流动路径，第二流动路径，和护罩在支柱中的位置可以是离壳体和/或风扇轮毂框架任何距离。将传感器(例如传感器182(如图3所示))联接到轮毂框架并在第二流动路径内。在示例性方法800中，将绝缘体(诸如绝缘体178(如图3所示))联接812到第二部分和第二侧中的至少一个上。在示例性方法800中，将第一部分，第二部分，和护罩联接到风扇轮毂框架包括将第一部分，第二部分，护罩和风扇轮毂架铸造为一个整体，一体化结构。备选地，将第一部分，第二部分，和护罩联接到风扇轮毂框架可以包括将第一部分，第二部分，和护罩焊接，粘接，机械加工，钎焊，和/或结合到风扇轮毂框架。
[0044]本文中描述的系统和方法的技术效果包括以下至少一个:(a)获得进入航空发动机的气流的温度，带有降低的和/或没有颗粒冲击传感器的影响；(b)获得进入航空发动机的气流的温度读数，带有降低的和/或没有来自其它的发动机构件的热传递的影响；(C)极小化和/或消除气流路径内的颗粒积聚；(d)极小化和/或消除冲撞发动机构件引起的任何颗粒破碎；(e)获得外侧或入口空气的温度和压力的精确测量结果；(f)提高航空发动机的效率以及，(g)极小化由于冰脱落引起的高压压缩机的结构损坏。
[0045]发动机支柱和用于组装发动机支柱的方法在本文中描述。该方法和系统不限于本文描述的具体实施例，而是，系统的构件和/或方法的步骤可独立地和分离于本文所述的其它构件和/或步骤而使用。例如，方法还可以与其它的制造系统和方法组合使用，并且不限于仅用本文所述的系统和方法来实践。而且，示例性实施例可以结合许多其它发动机应用来实施和利用。
[0046]虽然本发明的各种实施例的具体特征可能在一些附图示出而在其他附图中未示出，但这仅仅是为了方便。按照本发明的原理，附图的任何特征可结合任何其它附图的任何特征来参考和/或要求保护。
[0047]本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构构件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构构件，则此类其它实例意图在权利要求的范围内。
【主权项】
1.一种用于提供风扇轮毂框架结构支撑并监测航空发动机内的气流的发动机支柱，所述发动机支柱包括: 翼型件，其配置成联接至所述航空发动机，所述翼型件包括第一部分和第二部分，所述第一部分相对于所述气流位于所述第二部分的上游； 护罩，其配置成联接至所述航空发动机并定位在所述第一部分和所述第二部分之间，所述护罩包括: 第一侧，其与所述第一部分间隔开且与所述第一部分一起至少部分地限定第一流动路径；以及 第二侧，其与所述第二部分间隔开且与所述第二部分一起至少部分地限定第二流动路径；以及 至少一个传感器，其联接至所述航空发动机且定位成与所述第二流动路径流动连通。2.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述护罩定位在所述第一部分和所述第二部分的平面内。3.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述第一侧具有曲线形状。4.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述第二侧具有曲线形状。5.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述护罩包括联接至所述第一侧和所述第二侧并在所述第一侧和所述第二侧之间限定第一角度的第一端，并且包括联接至所述第一侧和所述第二侧并在所述第一侧和所述第二侧之间限定第二角度的第二端，所述第二角度不同于所述第一角度。6.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述护罩包括联接至所述第一侧和所述第二侧的第一端，并且包括联接至所述第一侧和所述第二侧的第二端，所述第一端在所述第一侧和所述第二侧之间限定第一角度，且所述第二端在所述第一侧和所述第二侧之间限定第二角度，所述第二角度小于所述第一角度。7.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述第一部分具有曲线形状的端部且所述第二部分具有基本线性的端部。8.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述传感器包括温度传感器，压力传感器，以及湿度传感器中的至少一个。9.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，所述第二流动路径包括入口和出口，所述传感器定位在大约所述入口和所述出口之间。10.根据权利要求1所述的发动机支柱，其特征在于，还包括联接至所述第二部分和所述第二侧中的至少一个的绝缘体。11.一种具有壳体的航空发动机，包括: 风扇轮毂框架； 低压压缩机，其联接至所述风扇轮毂框架并且包括配置成在所述风扇轮毂框架内指引气流的多个低压压缩机出口导叶； 高压压缩机，其联接至所述风扇轮毂框架并且相对于所述气流定位在所述低压压缩机的下游；以及 翼型件，其联接至所述轮毂框架并且定位在所述低压压缩机和所述高压压缩机之间，所述翼型件包括第一部分和第二部分，所述第一部分相对于所述气流定位在所述第二部分的上游； 护罩，其联接至所述风扇轮毂框架并在所述第一部分和所述第二部分之间，所述护罩包括: 第一侧，其与所述第一部分间隔开且与所述第一部分一起至少部分地限定第一流动路径；以及 第二侧，其与所述第二部分间隔开且与所述第二部分一起至少部分地限定第二流动路径；以及 至少一个传感器，其联接至所述第二部分且定位在所述第二流动路径内。12.根据权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，所述第一流动路径，所述第二流动路径，和所述护罩位于所述翼型件内且在所述壳体和所述风扇轮毂框架之间。13.根据权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，所述第一流动路径限定第一形状，且所述第二流动路径限定不同于所述第一形状的第二形状。14.根据权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，所述第一部分和所述护罩配置成将所述气流的第一气流指引到所述第一流动路径中。15.根据权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，所述第二部分和所述护罩配置成将所述气流的第二气流指引到所述第二流动路径中。16.根据权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，所述第一部分和所述护罩配置成将包括所述气流的第一温度的第一气流指引到所述第一流动路径中，且所述第二部分和所述护罩配置成将包括所述气流的第二温度的第二气流指引到所述第二流动路径中，所述第二温度小于所述第一温度。17.根据权利要求11所述的航空发动机，其特征在于，还包括联接至所述第二部分和所述第二侧中的至少一个的绝缘体。18.一种将支柱组装至航空发动机的方法，所述方法包括: 将所述支柱的第一部分和第二部分联接至所述航空发动机的风扇轮毂框架； 将护罩联接至所述风扇轮毂框架且在所述第一部分和所述第二部分之间； 将第一流动路径限定在所述第一部分和所述护罩之间； 将第二流动路径限定在所述第二部分和所述护罩之间；以及 将传感器联接至所述第二部分且在所述第二流动路径内。19.根据权利要求18所述的方法，其特征在于，还包括将绝缘体联接至所述第二部分。20.根据权利要求18所述的方法，其特征在于，联接所述护罩包括将第一部分，所述第二部分，和所述护罩联接至所述风扇轮毂框架，其包括将所述第一部分，所述第二部分，所述护罩，和所述风扇轮毂框架铸造为整体的一体式结构。
【文档编号】F02C7/20GK105917080SQ201480060111
【公开日】2016年8月31日
【申请日】2014年10月29日
【发明人】陈少昌, B·A·普里查, S·P·奥塔
【申请人】通用电气公司