具有双板受热壁的发动机空气入口的制作方法

本公开的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，且更特别地涉及具有空气入口的燃气涡轮发动机，该空气入口具有由邻近的热源加热的双板受热壁，以用于降低发动机空气入口的温度。

背景技术：

在至少一些已知的燃气涡轮发动机中，多种发动机构件(诸如油箱和/或附属齿轮箱)邻近于发动机空气入口而定位。发动机构件可生成大量的热。当这些热的发动机构件仅通过被加热的空气入口的一个受热壁而与空气入口分开时，该“受热的”壁倾向于积累来自发动机构件的热(例如，来自油箱的对流热)。

当空气入口被加热时，通过空气入口而流入发动机中的空气同样被加热。穿过入口的空气越热，则后续流到发动机各处的空气就越热，这可降低发动机的效率。而且，当空气入口的受热壁可变得比相对的“不受热的”壁(即，未由相同的热的发动机构件加热)热得多时，可出现横跨空气入口的温度梯度。局部高温区域可经历结构变形(例如扭曲或弯曲)，这可对邻近于空气入口的承载件以及在空气入口周围的密封间隙造成负面影响。

技术实现要素：

在一方面，提供了一种环形空气入口管，其包绕包括前端和后端的机器的可旋转部件的旋转轴线。空气入口管包括不受热的壁和邻近于热源的受热壁。受热壁包括多个沿轴向隔开的壁板，从而在多个沿轴向隔开的壁板中的成对的邻近壁板中的各个之间形成腔体。

在另一方面，提供了一种发动机。发动机包括定位在动力涡轮的后部的核心发动机、由动力涡轮使用核心发动机中生成的燃烧气体来提供动力的螺旋桨，以及由烧结的金属材料形成的包绕发动机的旋转轴线的环形空气入口管。核心发动机包括压缩机，其具有构造成接纳沿径向向内的空气流的入口管。空气入口管包括不受热的壁以及与不受热的壁一体地形成且邻近于热源而定位的受热壁。受热壁包括多个沿轴向隔开的壁板，从而在多个沿轴向隔开的壁板中的成对的邻近壁板中的各个之间形成腔体。

在又一方面，提供了一种使通过径向入口管的空气流冷却的方法。该方法包括形成弓形的不受热的入口管壁，以及将弓形的受热的入口管壁定位成与不受热的入口管壁沿轴向隔开且邻近于热源。受热的入口管壁包括多个沿轴向隔开的壁板。该方法还包括在多个沿轴向隔开的壁板中的成对的邻近壁板中的各个之间形成至少一个腔体。各腔体构造成使通过受热的入口管壁的热能流减小。

附图说明

当参照附图来阅读以下详细的描述时，将更好地理解本公开的这些和其它特征、方面和优点，其中遍及附图，同样的字符表示同样的零件，在附图中：

图1为包括根据本公开的示例性实施例的发动机的飞行器的透视图；

图2为如在图1中显示的示例性发动机的示意图；以及

图3为在图2中显示的涡轮螺旋桨发动机的双板空气入口的示意图。

除非另外指示，否则本文提供的附图意在示出本公开的实施例的特征。这些特征被认为可应用在包括本公开的一个或多个实施例的广泛种类的系统中。如此，附图不意在包括本领域普通技术人员已知的实践本文公开的实施例而所需的所有常规特征。

具体实施方式

在以下说明书和权利要求书中，将提到许多用语，它们应限定为具有以下含义。

单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数个引用对象，除非上下文另外清楚地规定。

“可选的”或“可选地”意味着随后描述的事件或情形可发生或可不发生，且描述包括事件发生的情况和事件不发生的情况。

如本文中遍及说明书和权利要求书而使用的近似语言可适用于修饰可容许变化的任何定量表示，而不导致其涉及的基本功能的改变。因此，由诸如“大约”、“大致”和“基本上”的一个或多个用语修饰的值将不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度。在这里且遍及说明书和权利要求书，范围限制可组合和/或互换；这样的范围被标识，且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。

如本文使用的那样，用语“轴向的”和“沿轴向”指代基本上平行于发动机的中心线而延伸的方向和取向。而且，用语“径向的”和“径向地”指代基本上垂直于发动机的中心线而延伸的方向和取向。此外，如本文使用的那样，用语“周向的”和“沿周向”指代围绕发动机的中心线而弓形地延伸的方向和取向。而且，如本文使用的那样，“受热的”壁指代由邻近受热壁的热源(诸如发动机构件)加热的壁，且“不受热的”壁指代未由对受热壁进行加热的同一热源来加热的壁。

本文描述的具有双板受热壁的空气入口的实施例提供了以上描述的问题的解决方案。更特别地，双板受热壁包括由腔体间隔开的邻近热源的板和邻近入口的板。该腔体有助于降低邻近入口的板的温度。降低邻近入口的板的温度有助于消除入口变形的问题。而且，通过降低邻近入口的板的温度，同样地降低了流过空气入口的空气的温度。由此可实现流到发动机各处的空气的总体温度降低，这有助于改善发动机的性能。因此，可设计利用该较冷的空气流的较小的核心发动机，从而通过该较小的核心发动机而使比燃料消耗降低(相比于较大的核心发动机)。此外，两个板之间的腔体可提供新的空气入口防结冰源，因为经加热流体(例如热空气或油)可被导引通过腔体。

现在参照附图，其中遍及若干视图，同样的数字指代相同的元件，图1为飞行器100的透视图。在示例性实施例中，飞行器100包括机身102，机身102包括机头104、尾部106以及在它们之间延伸的空心的、伸长的主体108。飞行器100还包括沿横向方向112远离机身102而延伸的机翼110。机翼110包括沿飞行器100在正常飞行期间的运动方向116而在前部的前边缘114，以及在机翼110的相反的边缘上的在后部的后边缘118。飞行器100进一步包括至少一个发动机120，其构造成驱动有叶片的可旋转部件122或风扇以生成推力。发动机120联接到机翼110和机身102中的至少一个(例如，在靠近尾部106的推动器构造(未显示)中)。尽管发动机120在图1中显示为涡轮螺旋桨发动机，但发动机120可体现为军用目的的发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和/或任何其它类型的发动机。

图2为根据本公开的一个示例性实施例的体现为涡轮螺旋桨发动机的发动机120的示意性横截面视图。在示例性实施例中，发动机120为逆流式燃气涡轮螺旋桨发动机。尽管示例性实施例示出了逆流式燃气涡轮螺旋桨发动机，但本公开不限于这样的发动机，且本领域普通技术人员将理解，可结合其它涡轮发动机(诸如但不限于常规流式涡轮发动机)来使用当前公开。如在图2中显示的那样，发动机120限定轴向方向a(平行于为了参照而提供的纵向旋转轴线202而延伸)和径向方向r。

在示例性实施例中，发动机120包括核心发动机201。核心发动机201包括外壳203，其包围(高压)压缩机204、燃烧器区段206和涡轮区段208。输入空气流210流过环形空气入口212，且流入压缩机204的入口管205中。空气210由压缩机204压缩。压缩机204将压缩空气流214输送到燃烧器区段206，在燃烧器区段206中，压缩空气214与加压燃料流混合。点燃混合物以形成热的燃烧气体流216。热的燃烧气体流216又被导引至涡轮区段208。热的燃烧气体流216驱动涡轮区段208中的一个或多个涡轮218，以便产生机械功。在示例性实施例中，由涡轮218产生的机械功经由轴而驱动压缩机204，以及外部负载，诸如螺旋桨220或发电机。排出气体222通过一个或多个径向管224而被排出。发动机120使用天然气、多种类型的合成气和/或另一合适的燃料中的至少一个。

图3为空气入口212的示意性横截面视图。空气入口212大体上由环形空气入口管302限定。入口管302包括径向外部的入口口部304和径向内部的收缩喉部306。口部304构造成接纳大体上沿径向向内引导的输入空气流210。喉部306构造成使空气流210沿轴向向前的方向而转向压缩机204(在图2中显示)。而且，入口管302包括“受热的”壁312，其由邻近于受热壁312的热源(大体上由315指示)加热。入口管302进一步包括相对的“不受热的”壁，其定位成与受热壁312相对，且因此距离热源315较远，且基本上不由热源315加热。不受热的壁310大体上限定入口管302的前部边界，且受热壁312大体上限定入口管302的后面或后部边界。不受热的壁310和受热壁312中的各个在形状上大体上是弓形的。在示例性实施例中，热源315包括多种发动机构件，包括但不限于油箱316、附属齿轮箱318、燃料泵(未显示)、油泵(未显示)和/或发电机(未显示)。

在示出的实施例中，受热壁312为双板受热壁312。具体地，受热壁312包括多个沿轴向隔开的壁板320。多个壁板320中的各对沿轴向隔开的壁板320包括邻近热源的板322和邻近入口的板324。各对这些沿轴向隔开的板322、324在它们之间形成腔体326。在一些实施例中，腔体326包括抽空的空间和/或被吹扫的空间。在其它实施例中，腔体326在其中容纳绝热材料(未显示)。绝热材料可至少部分地填充腔体326。在示例性实施例中，腔体326构造成限制通过其中的热(例如，来自油箱316中的油的对流热)传递。因此，相比于单板受热壁的温度，邻近入口的板324的温度降低。特别地，在一个示例性实施例中，双板受热壁312有助于使入口温度降低若干华氏度。此外，通过入口管302的空气流210的温度降低。发动机120(在图1和图2中显示)各处的空气流的其余部分的温度可同样地降低，这可容许设计较小的核心发动机201(在图2中显示)。较小的核心发动机201可比例如相对较大的核心发动机消耗更少的燃料。而且，横跨入口管302(例如，在受热壁312与不受热的壁310之间)的温度梯度可减小。在单板受热壁的实施例中，受热壁处的局部高温区域和/或横跨入口管的温度梯度可引起受热壁的结构变形。在核心发动机201的示出的实施例中，这样的变形可影响围绕入口212的密封间隙和/或承载间隙。如显示的双板受热壁312有助于减小温度梯度，且防止出现局部高温区域，由此防止和/或减小入口管302的形状的结构变形。防止和/或减小结构变形有助于确保保持围绕入口212的密封间隙和/或承载间隙。

在一些实施例中，腔体326在其中容纳防结冰的经加热流体(例如，经加热空气或油，未显示)。在这些实施例中，防结冰的经加热流体可仅在某些飞行阶段(诸如启动)期间才被导引至腔体326，以向入口管302提供防结冰源。因此，在寒冷的环境中启动发动机120时，将防结冰的经加热流体导引通过腔体326有助于防止空气入口212结冰。在一些实施例中，邻近热源的板322包括阀和/或入口(未显示)，其构造成容许防结冰的经加热流体在这样的飞行阶段期间流入腔体326中。邻近热源的板322可额外地包括阀和/或出口(未显示)，其构造成容许防结冰的经加热流体在这样的飞行阶段完成之后从腔体326中流出。

在示例性实施例中，使用增材制造工艺来制造双板受热壁312。如本文使用的那样，“增材制造”指代产生三维物体且包括一次一层地按顺序形成物体的形状的步骤的任何工艺。增材制造工艺包括例如三维打印、激光净成形制造、直接金属激光烧结(dmls)、直接金属激光熔化(dmlm)、选择性激光烧结(sls)、等离子转移弧、自由成形制造等。一种示例性类型的增材制造工艺使用激光束来使粉末材料烧结或熔化。增材制造工艺可使用粉末材料或线材来作为原材料。而且，增材制造工艺可大体上涉及制造物体(制品、构件、零件、产品等)的快速方式，其中按顺序形成多个薄的单元层以生产物体。例如，可提供(例如铺设)粉末材料层且利用能量束(例如激光束)来照射粉末材料层，使得各层内的粉末材料的颗粒按顺序烧结(熔合)或熔化，以使层凝固。例如，在一些实施例中，通过模制、切割和/或3d打印中的至少一个来制造邻近热源的板322。使用增材制造工艺来制造邻近热源的板322允许特定地设计邻近热源的板322，以配合入口212的任何种类的复杂的几何形状。各邻近热源的板322联接到邻近入口的板324的第一面325，其中腔体326在邻近入口的板324与邻近热源的板322之间。应理解，可实施提供或制造双板受热壁312的其它方法，诸如，在制造入口管302时使邻近热源的板322与邻近入口的板324一体地形成。而且，不受热的壁310可与受热壁312一体地形成，且因此可使用任何以上描述的工艺来制造。

以上描述的环形空气入口管提供了一种用于使通过入口管的空气流与发动机内的热源绝缘的高效方法。具体地，以上描述的入口管包括在其中具有腔体的双板受热壁。腔体构造成使通过受热壁的热传递减少，使得可降低空气入口管以及通过空气入口管的空气流的温度。因此，可实现核心发动机尺寸的减小。而且，以上描述的入口管使受热壁与同其相对的不受热的壁之间的温度梯度最小化，且基本上消除了沿着受热壁的局部高温区域。因此，可减小和/或消除由大的温度梯度和局部高温中的任一或两者引起的结构变形。腔体进一步提供用于径向空气入口管的新的防结冰源，因为在启动期间(特别是在寒冷的周围环境中)可将防结冰的经加热流体导引通过空气入口管。

以上详细地描述了具有双板受热壁的空气入口管的示例性实施例。入口管及其制造和使用方法不限于本文描述的具体实施例，而相反，入口管的构件和/或方法的步骤可相对于本文描述的其它构件和/或步骤而独立地且单独地使用。例如，设计的双板受热壁可与需要减少构件或空间之间的热传递的其它系统组合来使用，且不限于仅与如本文描述的系统和方法一起实践。相反，可结合当前构造成减少邻近的构件之间的热传递的许多其它发动机和/或非发动机应用来实施和使用示例性实施例。

尽管本公开的多种实施例的具体特征可在一些附图中显示而在其它附图中未显示，但这仅是为了方便。根据本公开的原理，附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征组合来引用和/或要求保护。

本书面描述使用示例来公开实施例(包括最佳模式)，且还使本领域中的任何技术人员能够实践实施例(包括制造和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法)。本公开的可取得专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等效结构元件，那么这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。