本公开涉及气体涡轮引擎，并且更具体地涉及用于气体涡轮引擎的冷却系统。
背景技术：
气体涡轮引擎用于发电和交通工具(例如，飞行器)推进。典型的气体涡轮引擎包括压缩机节段、燃烧器节段和涡轮节段，这些节段利用进入引擎中的一次气流来发电或推进该交通工具。
可从引擎的压缩机节段排出空气以用于冷却和密封目的。可能需要冷却空气来保护引擎的材料免于过早劣化并防止材料达到将对其特性有害的温度。然而，在一些情况下，冷却空气可能不提供足够的冷却。此外，可从压缩机节段排出而不影响引擎的正常操作的空气量存在限制。
技术实现要素：
根据第一方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括短舱和接纳在短舱内的引擎核心。引擎核心沿其长度限定主旋转轴线。该引擎核心和该短舱在两者间限定旁路通道。该气体涡轮引擎还包括冷却系统，该冷却系统包括冷却导管。该冷却导管限定用于在上游位置处从旁路通道接收旁路空气的入口和用于在下游位置处排放旁路空气的出口。该冷却导管相对于主轴线围绕引擎核心的节段同时轴向地和周向地延伸。该冷却导管包括：第一部分，该第一部分相对于主旋转轴线至少轴向地延伸；第二部分，该第二部分位于第一部分的下游并相对于主旋转轴线围绕引擎核心周向地延伸；和第三部分，该第三部分位于第二部分的下游并相对于主旋转轴线至少轴向地延伸。
由于该冷却系统使用流过旁路通道的旁路空气并将旁路空气排放回到旁路通道中，因此冷却系统可向引擎核心提供冷却而不影响气体涡轮引擎的正常操作。由于该冷却导管围绕引擎核心的该节段同时轴向地和周向地延伸，因此可增强引擎核心和冷却导管之间的热传递。
该引擎核心可包括燃烧器节段。该冷却导管相对于主轴线围绕包括燃烧器节段的引擎核心的节段周向地延伸。
该气体涡轮引擎还可包括设置在冷却导管内的一个或多个网格以用于防止碎屑进入冷却导管。
该一个或多个网格可包括设置为靠近入口的第一网格和设置为靠近出口的第二网格。
该一个或多个网格中的至少一个网格可以是分形网格。该一个或多个网格可用于进一步提高热交换速率。
该气体涡轮引擎还可包括设置在冷却导管内的止回阀以用于防止气流从出口到达入口。该止回阀可设置为靠近出口。该止回阀可以是三尖阀。该三尖阀可在没有任何致动器的情况下操作。
该冷却系统还可包括设置在引擎核心和冷却导管之间的一个或多个热传递增强元件以用于增加从引擎核心到冷却导管的热传递。该一个或多个热传递增强元件可包括翅片和散热管中的至少一者。
该冷却系统还可包括设置在该冷却导管内的一个或多个气流增压器。该一个或多个气流增压器可包括喷嘴喷射器、电风扇和微型压缩机中的至少一者。
该冷却导管可以是螺旋形的。
该冷却系统可包括多个冷却导管。
该冷却系统可包括两个冷却导管，这两个冷却导管在其入口下游的接合部处彼此合并，使得两个冷却导管共用共同的出口。
该两个冷却导管中的每个冷却导管可包括相对于主旋转轴线至少轴向地延伸的第一部分和位于第一部分下游的第二部分。该第二部分可相对于主旋转轴线围绕引擎核心周向地延伸。该两个冷却导管可在第二部分下游的接合部处彼此合并。
该两个冷却导管可包括位于接合部下游并且相对于主旋转轴线至少轴向地延伸的共用的第三部分。该第三部分可包括共同的出口。
该气体涡轮引擎还可包括止回阀，该止回阀设置在接合部的下游和共同的出口的上游以用于防止气流从共同的出口到达两个冷却导管的入口。
该气体涡轮引擎还可包括网格，该网格设置在接合部的下游和共同的出口的上游以用于防止碎屑进入两个冷却导管的共同的出口。
本公开的冷却系统可向引擎核心提供冷却而不需要任何附加的动力或致动器，从而增强冷却而不影响气体涡轮引擎的效率。另外，该冷却系统可能需要最少的维护或维修。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。
本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的导管)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为至风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“恒星”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮传动比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一个：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度u尖端移动。风扇叶片对流所做的功导致流的焓升dh。风扇尖端负载可被定义为dh/u尖端2，其中dh是跨风扇的焓升(例如1-d平均焓升)，并且u尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一个：0.28、0.29、0.30、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段中的所有单位为jkg-1k-1/(ms-1)2)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路通道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路通道可以是基本上环形的。该旁路通道可位于引擎核心的径向外部。该旁路通道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110nkg-1s、105nkg-1s、100nkg-1s、95nkg-1s、90nkg-1s、85nkg-1s或80nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80nkg-1s至100nkg-1s，或85nkg-1s至95nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一个的最大推力：160kn、170kn、180kn、190kn、200kn、250kn、300kn、350kn、400kn、450kn、500kn或550kn。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kn至420kn，例如350kn至400kn范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kpa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为tet，可在燃烧器的出口处测量，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该tet可至少为(或大约为)以下中的任何一个：1400k、1450k、1500k、1550k、1600k或1650k。巡航时的tet可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大tet可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一个：1700k、1750k、1800k、1850k、1900k、1950k或2000k。最大tet可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800k至1950k的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大tet，例如在最大起飞(mto)条件下发生最大tet。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如在径向上延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(van)。此类可变面积喷嘴可允许旁路通道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有van的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据iso2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气isa)：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内，例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内，例如在10500m至11500m的范围内，例如在10600m至11400m的范围内，例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内，例如在10900m至11100m的范围内，例如大约11000m。巡航条件可对应于在这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kn至35kn范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前进马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kn到65kn范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，中间巡航条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是包括冷却系统的气体涡轮引擎的截面侧视图，该冷却系统具有冷却导管；
图5a至图5c是图4的冷却系统的冷却导管的透视图、顶视图和前视图；
图6是包括冷却系统的气体涡轮引擎的截面顶视图，该冷却系统具有共用共同的出口的两个冷却导管；
图7a至图7d是图6的冷却系统的冷却导管的透视图、前视图、侧视图和顶视图；
图8是用于气体涡轮引擎的冷却系统中的分形网格的示意图；
图9a是在气体涡轮引擎的冷却系统中使用的处于闭合位置的止回阀的示意性前视图；
图9b是处于打开位置的图9a的止回阀的示意性前视图；
图10a至图10c是处于闭合、部分打开和打开位置的图9a至图9b的止回阀的示意性顶视图；
图11是气体涡轮引擎的冷却系统的一个或多个热传递增强元件的示意图；并且
图12是气体涡轮引擎的冷却系统的气流增压器的示意图。
具体实施方式
现在将参考附图讨论本公开的方面和实施方案。另外的方面和实施方案对于本领域的技术人员而言是显而易见的。
如本文所用，如果部件沿轴线延伸，则该部件相对于该轴线“轴向地”延伸。如果部件在围绕轴线限定的周向方向上延伸，则该部件相对于该轴线“周向地”延伸。如果部件相对于轴线径向向内或向外延伸，则该部件相对于该轴线“径向地”延伸。
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。该引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流：核心气流a和旁路气流b。气体涡轮引擎10包括接收核心气流a的核心11。引擎核心11以轴流式串联方式包括低压压缩机14、高压压缩机15、压缩机节段16、高压涡轮17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并且限定旁路通道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流b流过旁路通道22。推进式风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并且由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流a由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧器节段16中，在该燃烧器节段中压缩空气与燃料混合，并且该混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过核心排气喷嘴20排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19膨胀，从而驱动该高压涡轮17和该低压涡轮19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。推进式风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到推进式风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括推进式风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动推进式风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，推进式风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中环形齿轮38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是恒星布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，推进式风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有恒星布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如恒星或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选构型。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路通道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与核心排气喷嘴20分开并沿径向位于该核心排气喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路通道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向方向(与主旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
此外，本公开同样适用于航空气体涡轮引擎、船舶气体涡轮引擎和陆基气体涡轮引擎。
图4是气体涡轮引擎50的截面侧视图。气体涡轮引擎50可用于飞行器的推进。气体涡轮引擎50可类似于图1的气体涡轮引擎10。气体涡轮引擎50包括短舱52、引擎核心54和推进式风扇55。引擎核心54被接纳在短舱52内。引擎核心54沿其长度限定主旋转轴线56。换句话讲，引擎核心54和短舱52围绕主旋转轴线56周向地设置。引擎核心54还以轴流式串联方式包括低压压缩机62、高压压缩机64、燃烧器节段60、高压涡轮66、低压涡轮68和核心排气喷嘴70。
引擎核心54和短舱52在两者间限定旁路通道58。气体涡轮引擎50还包括进气口72和旁路排气喷嘴74。推进式风扇55产生两股气流：核心气流c和旁路气流d。引擎核心54接收核心气流c。旁路气流d流过旁路通道58。旁路气流d可互换地称为“旁路空气d”。
气体涡轮引擎50还包括冷却系统100。该冷却系统100包括冷却导管102。在图4的示例中，冷却系统100包括单个冷却导管102。然而，在一些其他示例中，冷却系统100可包括类似于冷却导管102的多个冷却导管102。
冷却导管102相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54的节段同时轴向地和周向地延伸。在一个示例中，冷却导管102相对于主旋转轴线56围绕包括燃烧器节段60的引擎核心54的节段周向地延伸。引擎核心54的节段可为高压节段。
冷却导管102是具有入口104和出口106的中空管状部件。冷却导管102限定用于在上游位置122处从旁路通道58接收旁路空气d的入口104和用于在下游位置124处排放旁路空气d的出口106。入口104和出口106可与核心的外表层齐平。冷却导管102将旁路空气d的一部分从上游位置122引导到下游位置124，下游位置124位于旁路排放喷嘴的上游。冷却导管102还包括第一部分108、第二部分110和第三部分112。第一部分108相对于主旋转轴线56至少轴向地延伸。第二部分110在第一部分108的下游。第二部分110相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54周向地延伸。第三部分112位于第二部分110的下游并且相对于主旋转轴线56至少轴向地延伸。
冷却导管102围绕引擎核心54。冷却导管102可借助于文丘里效应将旁路空气d围绕引擎核心54从旁路通道58的上游位置122引导到其下游位置124。在一个示例中，冷却导管102可沿引擎核心54的外表面(图4中未示出)延伸。在一些示例中，冷却导管102接触包括燃烧器节段60的引擎核心54的节段的外表面。在一些示例中，冷却导管102可接触与燃烧器节段60相邻的引擎核心54的高压节段的外表面并沿该外表面延伸。该高压节段可包括高压压缩机64和高压涡轮66。
旁路空气d由冷却导管102围绕引擎核心54引导。为了使压力损失最小化，马赫数可在冷却导管102的第一部分108的下游保持大致恒定，直到接近出口106的点。冷却导管102的横截面积可邻近出口106减小，以增加马赫数并提供所需的推力。马赫数的增加可产生吸力以将旁路空气d抽吸到入口104中。在一些示例中，冷却导管102中的两个点之间的马赫数差异可用于产生围绕引擎核心54的横流，从而引导旁路空气d从入口104穿过到达出口106。
在该示例中，冷却导管102是螺旋形的。冷却导管102相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54盘旋半圈(即，约180度)。在其他示例中，冷却导管102可围绕引擎核心54盘旋小于半圈(即，小于180度)或围绕引擎核心54盘旋大于半圈(即，大于180度)。在一些示例中，冷却导管102可围绕引擎核心54盘旋一整圈或多圈(即，大于或等于360度)。增加冷却导管102的圈数(或者该圈的角度范围，如果存在小于一圈或分数圈)可实现更高的热交换。此外，冷却导管102的较小横截面可增加旁路空气d的流速，这继而可进一步增加热交换。冷却导管102中的圈数和冷却导管102的横截面可根据期望的冷却特性以及应用的空间要求而改变。
气体涡轮引擎50的冷却系统100还可包括设置在冷却导管102内的一个或多个网格116、118以用于防止碎屑进入冷却导管102。该一个或多个网格中的每个网格可具有矩形网格图案。在其他示例中，该一个或多个网格中的每个网格可具有正方形、三角形、多边形、圆形或不规则的网格图案。在一些示例中，一个或多个网格中的至少一个网格可以是分形网格，如下文参考图8所详述。在图4所示的示例中，两个网格设置在冷却导管102内以防止碎屑进入冷却导管102。具体地，第一网格116和第二网格118设置在冷却导管102内。第一网格116设置为靠近入口104。第二网格118设置为靠近出口106。
冷却系统100还可包括设置在冷却导管102内的一个或多个止回阀以用于防止气流从出口106到达入口104。在图4所示的示例中，气体涡轮引擎50的冷却系统100包括设置在冷却导管102内的止回阀120。止回阀120设置为靠近出口106。止回阀120可以是三尖阀。止回阀120可防止冷却导管102中的回流。
在一些示例中，冷却系统100还包括设置在引擎核心54和冷却导管102之间的一个或多个热传递增强元件(图4中未示出)以用于增加从引擎核心54到冷却导管102的热传递。该一个或多个热传递增强元件可包括翅片和散热管中的至少一者，如下文参考图11更详细地说明。
在一些示例中，冷却系统100还包括设置在冷却导管102内的一个或多个气流增压器(图4中未示出)。该一个或多个气流增压器包括喷嘴喷射器、电风扇和微型压缩机中的至少一者。下文参考图12更详细地描述气流增压器。
冷却系统100可为被动且无致动器的系统。换句话讲，冷却系统100可不需要任何附加部件来为冷却系统100供电。冷却系统100可降低围绕气体涡轮引擎50的燃烧器节段60流动的高压冷却空气的温度。冷却空气可在引擎核心54内流动。空气继而可降低下游部件，诸如高压涡轮和中压涡轮、高压轮叶和中压轮叶、高压、中压和/或低压旋转盘、涡轮间轴承室、以及其他涡轮密封流的温度。冷却系统100可改善气体涡轮引擎50的冷却效果，并且继而延长其部件的寿命。
图5a至图5c示出了冷却导管102的不同视图。图5a示出了冷却导管102的透视图。图5b示出了冷却导管102的顶视图。图5c示出了冷却导管102的前视图。冷却导管102包括入口104、出口106、第一部分108、第二部分110和第三部分112。在该示例中，冷却导管102沿其长度具有大致圆形的横截面。在一些示例中，冷却导管102可沿其长度具有椭圆形、矩形和多边形横截面中的一者。在图5a至图5c所示的示例中，入口104和出口106中的每个入口具有大致椭圆形的形状。在该示例中，入口104的面积不同于出口106的面积。具体地，入口104的面积小于出口106的面积。在一些其他示例中，入口104的面积可等于或大于出口106的面积。
第一部分108相对于主旋转轴线56至少轴向地和径向地延伸。第一部分108还可相对于主旋转轴线56周向地延伸。第二部分110位于第一部分108的下游并且经由第一弯曲部126连接到第一部分108。第二部分110相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54周向地延伸。第二部分110可以是冷却导管102的螺旋部分。在该示例中，第二部分110可相对于主旋转轴线56周向地延伸约180度。然而，第二部分110可周向地延伸小于180度或大于180度。在一些示例中，第二部分110可相对于主旋转轴线56形成一个或多个圈。第三部分112位于第二部分110的下游。第二部分110经由第二弯曲部128连接到第三部分112。第三部分112还相对于主旋转轴线56至少轴向地和径向地延伸。
第一弯曲部126可确保第一部分108和第二部分110之间的平滑过渡。类似地，第二弯曲部128可允许第二部分110和第三部分112之间的平滑过渡。因此，第一弯曲部126和第二弯曲部128可允许旁路空气d在第一部分108、第二部分110和第三部分112之间平滑流动。
图6是包括冷却系统200的气体涡轮引擎50的截面顶视图。冷却系统200包括两个冷却导管202a、202b。两个冷却导管202a、202b在其入口204a、204b下游的接合部226处彼此合并，使得两个冷却导管202a、202b共用共同的出口206。
冷却导管202a、202b中的每个冷却导管相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54的节段同时轴向地和周向地延伸。在一个示例中，冷却导管202a、202b中的每个冷却导管相对于主旋转轴线56围绕包括燃烧器节段60的引擎核心54的节段周向地延伸。
冷却导管202a、202b中的每个冷却导管是中空管状部件。冷却导管202a、202b中的每个冷却导管限定用于在上游位置222处从旁路通道58接收旁路空气d的相应入口204a、2024b，以及用于在下游位置224处排放旁路空气d的共同的出口206。
在该示例中，两个冷却导管202a、202b中的每个冷却导管包括第一部分208a、208b和第二部分210a、210b。冷却导管202a的第一部分208a限定入口204a。相似地，冷却导管202b的第一部分208b限定入口204b。第一部分208a、208b中的每一者相对于主旋转轴线56至少轴向地延伸。第二部分210a、210b中的每一者位于相应的第一部分208a、208b的下游。具体地，第二部分210a位于第一部分208a的下游。第二部分210b位于第一部分208b的下游。第二部分210a、210b中的每一者相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54周向地延伸。两个冷却导管202a、202b中的每个冷却导管在第二部分210a、210b中的每一者的下游的接合部226处彼此合并。在该示例中，两个冷却导管202a、202b还包括位于接合部226下游的共用的第三部分212。第三部分212相对于主旋转轴线56至少轴向地延伸。第三部分212限定共同的出口206。
在一些示例中，冷却系统200包括一个或多个网格、一个或多个止回阀、一个或多个热传递增强元件(图6中未示出)以及一个或多个气流增压器(图6中未示出)。
在图6所示的示例中，冷却系统200包括第一网格216、第二网格218和第三网格219。第一网格216和第二网格218分别设置为靠近入口204a、204b。具体地，第一网格216靠近入口204a设置在冷却导管202a中。第一网格216可防止碎屑经由入口204a进入冷却导管202a。第二网格218靠近入口204b设置在冷却导管202b中。第二网格218可防止碎屑经由入口204b进入冷却导管202b。冷却系统200还包括设置在接合部226的下游和共同的出口206的上游的第三网格219，以用于防止碎屑进入两个冷却导管202a、202b的共同的出口206。因此，冷却系统200中可能仅需要靠近共同的出口206的一个网格。
在图6所示的示例中，冷却系统200还包括止回阀220，该止回阀设置在接合部226的下游和共同的出口206的上游以用于防止气流从共同的出口206到达两个冷却导管202a、202b的入口204a、204b。因此，止回阀220可防止冷却导管202a、202b中的回流。
虽然在该示例中，冷却系统200具有两个冷却导管，但冷却系统可包括多于两个冷却导管。该冷却导管可围绕(例如，对称地围绕)引擎核心54设置，这可减少通过旁路通道58的流的潜在变形。在图6所示的示例中，两个冷却导管202a、202b具有对称构型，该对称构型可允许安装围绕引擎核心54的其他部件。此外，入口204a、204b也可设置在允许安装其他部件诸如撑条的合适位置中。
图6示出了设置在引擎核心54的上侧的入口204a、204b和设置在引擎核心54的下侧的共同的出口206。然而，在一些其他示例中，入口204a、204b可设置在引擎核心54的下侧，并且共同的出口206可设置在引擎核心54的上侧。这些入口也可设置在引擎核心54的相对侧上。
图7a至图7d分别示出了图6所示的冷却系统200的两个冷却导管202a、202b的透视图、前视图、侧视图和顶视图。
两个冷却导管202a、202b中的每个冷却导管包括第一部分208a、208b和第二部分210a、210b。第一部分208a、208b中的每一者相对于主旋转轴线56至少轴向地延伸。在该示例中，第一部分208a、208b中的每一者相对于主旋转轴线56轴向地、周向地和径向地延伸。第二部分210a、210b中的每一者相对于主旋转轴线56围绕引擎核心54周向地延伸。冷却导管202a的第一部分208a经由弯曲部226a连接到第二部分210a。弯曲部226a可实现第一部分208a与第二部分210a之间的平滑过渡。此外，冷却导管202b的第一部分208b经由弯曲部226b连接到第二部分210b。弯曲部226b可实现第一部分208b与第二部分210b之间的平滑过渡。两个冷却导管202a、202b中的每个冷却导管在第二部分210a、210b中的每一者的下游的接合部226处彼此合并。两个冷却导管202a、202b还包括相对于主旋转轴线56至少轴向地延伸的共用的第三部分212。第一部分208a、208b中的每一者相对于主旋转轴线56成角度径向地倾斜。相似地，共用的第三部分212也相对于主旋转轴线56成角度径向地倾斜。在一些其他示例中，第一部分208a、208b和共用的第三部分212可大致平行于主旋转轴线56。
第二部分210a、210b中的每一者可以是相应冷却导管202a、202b的螺旋部分。在该示例中，第二部分210a、210b中的每一者可相对于主旋转轴线56周向地延伸约180度。然而，第二部分210a、210b中的每一者可周向地延伸小于180度或大于180度。在一些示例中，第二部分210a、210b中的每一者可相对于主旋转轴线56形成一个或多个圈。
在图7a至图7d所示的示例中，两个冷却导管202a、202b中的每个冷却导管沿其长度具有圆形横截面。在一些其他示例中，两个冷却导管202a、202b中的每个冷却导管可沿其长度具有椭圆形、矩形和多边形横截面中的一者。冷却导管202a可以是冷却导管202b的镜像。然而，在一些其他示例中，两个冷却导管202a、202b可以不是彼此的镜像。在图7a至图7d所示的示例中，入口204a、204b中的每个入口具有椭圆形形状。另外，共同的出口206具有椭圆形形状。入口204a、204b中的每个入口的面积不同于共同的出口206的面积。具体地，共同的出口206的面积大于入口204a、204b中的每个入口的面积。共同的出口206可排放在入口204a、204b处接收的组合流。入口204a、204b和共同的出口206的面积可根据期望的流动特性而改变。
图8示出了分形网格300的示意图。虽然图8示出了具有特定分形图案的分形网格，但应当理解，这仅用于示出概念，并且可使用其他分形网格。网格300包括被布置成沿循分形或递归图案的多个微网格。在网格300中，微网格还可包括较小的微网格或“分形单元”。网格300可充当湍流器并且在气流中产生湍流，从而增加与引擎核心54的热交换。网格300可设置在图4所示的冷却系统100的冷却导管102内。网格300还可防止碎屑进入冷却导管102。与常规的异物碎屑(fod)筛网相反，网格300可进一步减小压降以增加冷却导管102中的气流。在一些示例中，网格300可设置为靠近冷却导管102的入口104和/或出口106。网格300还可设置在图6所示的冷却系统200的两个冷却导管202a、202b中的至少一个冷却导管内。网格300可防止碎屑进入冷却导管202a、202b。在一些示例中，网格300可设置为靠近入口204a、204b和/或共同的出口206。
图9a和图9b是止回阀400的前视图。在该示例中，止回阀400是三尖阀。止回阀400还是无致动器的阀。换句话讲，止回阀400可不需要单独的致动器。止回阀400是在其上提供单向流的单向阀。图9a示出了止回阀400的闭合位置。图9b示出了止回阀400的打开位置。止回阀400包括翼片402和支腿404。翼片402可为近似三角形的。支腿404可防止止回阀400打开超过期望的角度。借助于支腿404，止回阀400的不同中间位置也是可能的。止回阀400可设置在冷却系统100(图4所示)内，以用于防止气流从出口106到达入口104。当气流从出口106到达入口104时，止回阀400可处于闭合位置，并且在常规气流期间可处于打开位置。止回阀400可设置为靠近出口106。止回阀400也可设置在图6所示的冷却系统200内，以用于防止气流从共同的出口206到达入口204a、204b。
图10a至图10c示出了图4的冷却导管102的横截面，该冷却导管包括图9a和图9b所示的止回阀400。在该示例中，止回阀400设置在冷却导管102内。止回阀400允许冷却导管102中的单向气流af。气流af存在于翼片402的顶侧和底侧两者中。支腿404可确保相应翼片402相对于冷却导管102的轴线的最小角度。支腿404可将翼片402保持在打开位置。在反向气流的情况下，翼片402可铰接以彼此接触，使得止回阀400处于闭合位置。参见图10a至图10c，止回阀400被示出为分别处于闭合位置、部分打开位置和打开位置。
图11为引擎核心54和冷却系统200的剖视图，示出了冷却系统200的一个或多个任选的热传递增强元件502。需注意，燃烧器节段60中的燃烧器罐504在图11中可见。该一个或多个热传递增强元件502设置在引擎核心54和冷却导管202a、202b之间，并且在该示例中围绕核心54布置。热传递增强元件502可设置在引擎核心54的外壁或壳体中，或以其他方式设置在冷却导管202a、202b与引擎核心54之间的接合部处。
该一个或多个热传递增强元件502可包括翅片和/或散热管，并且可促进或增强围绕核心54的气流中的湍流以增加排热速率。冷却空气可围绕散热管和/或翅片流动。热传递增强元件502可根据期望的应用特性具有不同的形状。例如，翅片可为矩形、三角形、鱼翅形或圆柱形几何形状或任何其他合适的几何形状。散热管可为矩形、圆柱形或弯曲的几何形状或任何其他合适的几何形状。散热管可与翅片一起使用，以进一步提高排热速率。
图12是气体涡轮引擎50的冷却系统200的任选气流增压器600的示意图。气流增压器600可为例如喷嘴喷射器、电风扇或微型压缩机中的一者或多者，并且引入相对少量的高压引气以增加通过冷却导管202a的气流的量。这可增加通过冷却导管102、202a、202b的气流的量。喷嘴喷射器中的每个喷嘴喷射器可为会聚喷嘴设计或会聚-分散喷嘴设计。在一些示例中，喷嘴喷射器中的每个喷嘴喷射器可具有小直径，例如小于5mm，小于4mm，小于2mm，或小于1mm。喷嘴喷射器可直接焊接或螺栓连接到引擎核心54的外部壳体上。气流增压器600可设置为靠近出口106或共同的出口206。
虽然已在具有两个导管的冷却系统200的上下文中大致描述了热传递增强元件502和气流增压器600，但应当理解，它们可同样用于具有一个导管的系统100或具有大于两个导管的系统。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。