CN107893701A - 用于整流罩下分流冷却的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种冷却系统，其包括第一导管，所述第一导管定位于腔体内且从径向内部壳体孔隙延伸到径向外部壳体孔隙。所述冷却系统还包括第二导管，所述第二导管流体连通地连接于所述第一导管处于流动连通且延伸到所述腔体中。所述冷却系统进一步包括位于所述第一导管和所述第二导管内的至少一个阀。所述至少一个阀和所述第一导管被构造成在第一操作模式期间将第一流体从所述径向内部壳体孔隙引导到所述径向外部壳体孔隙。所述至少一个阀、所述第二导管和所述第一导管被构造成在第二操作模式期间将第二流体从所述径向外部壳体孔隙引导到所述腔体。本发明还提供了一种燃气涡轮发动机以及冷却燃气涡轮发动机的方法。

Description

用于整流罩下分流冷却的方法和设备
技术领域
本发明的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，且更具体地说涉及一种用于使燃气涡轮发动机中的整流罩下空间冷却的方法和设备。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括整流罩下空间或发动机核心隔室作为发动机架构的一部分。随着燃气涡轮发动机效率的提高，预期风扇与压缩机的压力比、内部发动机温度会大大升高，从而导致发动机核心隔室和组件的温度更高。发动机核心隔室组件包括电子装置和其它线路可更换单元(LRU)。已知燃气涡轮发动机中的此类电子组件，包括全权数字发动机(或电子装置)控件(FADEC)，可能对在燃气涡轮发动机操作期间以及发动机关闭之后的热回渗期间增大发动机核心隔室温度特别敏感。尽管电子装置并不位于发动机的最热部分(例如直接暴露于燃烧产物的那些部分)中，但来自正在操作的燃气涡轮的各个热部分的热量可转移到电子装置的位置，从而致使电子装置的温度升高。
除在操作期间经历温度上升之外，电子装置还可能在发动机关闭之后的时段期间暴露于甚至更高的温度。在此时间段期间，发动机的热部分在冷却时持续将热量辐射和传导到周围发动机质量块中，但是没有空气流穿过发动机以帮助将热量带离发动机的其余部分。因此，电子装置中的一些的温度实际上可能随着最热发动机部分冷却下来而升高。电子装置温度在此时间段(通常被称为“回渗”)期间可能会超过500°F。
此类温度可能会对电气和电子组件造成不利影响。举例来说，组成电子设备的组件可能会发生故障。虽然电子组件可能并不是总会发生突然的灾难性故障，但是由于温度升高和热循环导致的渐进性故障可能会缩短此类电子组件的可使用寿命。
带有辐射罩的已知系统增大了燃气涡轮发动机的重量，因此增大了SFC。当此类组件放置在发动机中的远程位置时，增大连接电缆的长度也会增大发动机重量，且往往会增大SFC，同时还会使维护活动复杂化。此外，在此类已知燃气涡轮发动机中，此类问题在回渗期间在没有冷却流时变得更加复杂。在此类已知燃气涡轮发动机操作之后，可能需要延长的延迟时间才能对其进行维修。
发明内容
一方面，提供了一种冷却系统，其被构造成以冷却可旋转机器内的腔体。所述可旋转机器包括限定腔体的径向内部壳体壁和径向外部壳体壁。所述径向内部壳体壁限定径向内部壳体孔隙，且所述径向外部壳体壁限定径向外部壳体孔隙。所述可旋转机器还包括冷却系统，所述冷却系统包括第一导管，所述第一导管位于所述腔体内且从所述径向内部壳体孔隙延伸到所述径向外部壳体孔隙。所述冷却系统还包括第二导管，所述第二导管流体连通地连接于第一导管且延伸到腔体中。所述冷却系统进一步包括位于第一导管和第二导管内的至少一个阀。所述至少一个阀和第一导管被构造成在第一操作模式期间将第一流体从径向内部壳体孔隙引导到径向外部壳体孔隙。所述至少一个阀、第二导管和第一导管被构造成在第二操作模式期间将第二流体从径向外部壳体孔隙引导到腔体。所述至少一个阀、第二导管和第一导管被构造成在第三操作模式期间将第三流体从腔体引导到径向外部壳体孔隙。
另一方面，提供了一种燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机包括核心发动机，所述核心发动机包括处于串流布置的压缩机、燃烧器和涡轮。所述燃气涡轮发动机还包括竖直上部以及所述燃气涡轮发动机的与竖直上部对置的竖直下部。所述燃气涡轮发动机进一步包括包围核心发动机的内部壳体以及包围内部壳体的外部壳体。所述内部壳体和所述外部壳体限定多个腔体。所述内部壳体限定多个内部壳体开口，且所述外部壳体限定多个外部壳体开口。所述燃气涡轮发动机进一步包括至少一个冷却系统。所述至少一个冷却系统包括第一导管，所述第一导管定位于腔体内且从径向内部壳体孔隙延伸到径向外部壳体孔隙。所述至少一个冷却系统还包括第二导管，所述第二导管流体连通地连接于第一导管且延伸到腔体中。所述至少一个冷却系统进一步包括定位于第一导管和第二导管内的至少一个阀。所述至少一个阀和第一导管被构造成在第一操作模式期间将第一流体从径向内部壳体孔隙引导到径向外部壳体孔隙。所述至少一个阀、第二导管和第一导管被配置成在第二操作模式期间将第二流体从径向外部壳体孔隙引导到腔体。所述至少一个阀、第二导管和第一导管被构造成在第三操作模式期间将第三流体从腔体引导到径向外部壳体孔隙。
另一方面，提供了一种冷却燃气涡轮发动机的方法。所述方法包括在第一操作模式下将第一流体流从压缩机排放口引导到周围环境。所述方法还包括在第二操作模式下将第二流体流从周围环境引导到腔体。所述方法进一步包括在第三操作模式下将第三流体流从腔体引导到周围环境。
技术方案1.一种冷却系统，其被构造成使腔体、其间限定所述腔体的径向内部壳体壁和径向外部壳体壁、形成于所述径向内部壳体壁中的径向内部壳体孔隙、形成于所述径向外部壳体壁中的径向外部壳体孔隙冷却，所述冷却系统包括：
第一导管，其定位于所述腔体内且从所述径向内部壳体孔隙延伸到所述径向外部壳体孔隙；
第二导管，其流体连通地连接于所述第一导管且延伸到所述腔体中；以及
至少一个阀，其位于所述第一导管和所述第二导管中的至少一个内；
其中在第一操作模式期间，所述至少一个阀和所述第一导管将第一流体从所述径向内部壳体孔隙引导到所述径向外部壳体孔隙，在第二操作模式期间，所述至少一个阀、所述第二导管和所述第一导管将第二流体从所述径向外部壳体孔隙引导到所述腔体，在第三操作模式期间，所述至少一个阀、所述第二导管和所述第一导管被构造成将第三流体从所述腔体引导到所述径向外部壳体孔隙。
技术方案2.根据技术方案1所述的冷却系统，其特征在于，所述至少一个阀包括三通阀。
技术方案3.根据技术方案2所述的冷却系统，其特征在于，所述三通阀定位于所述第一导管与所述第二导管的交点处。
技术方案4.根据技术方案1所述的冷却系统，其特征在于，所述至少一个阀包括第一阀和第二阀。
技术方案5.根据技术方案4所述的冷却系统，其特征在于，所述第一阀位于所述第一导管内，且所述第二阀位于所述第二导管内。
技术方案6.根据技术方案5所述的冷却系统，其特征在于，在所述第一操作模式期间，所述第一阀处于打开位置，且所述第二阀处于关闭位置。
技术方案7.根据技术方案5所述的冷却系统，其特征在于，在所述第二操作模式期间，所述第一阀处于关闭位置，且所述第二阀处于打开位置。
技术方案8.根据技术方案5所述的冷却系统，其特征在于，在所述第三操作模式期间，所述第一阀处于关闭位置，且所述第二阀处于打开位置。
技术方案9.一种燃气涡轮发动机，包括：
核心发动机，其包括处于串流布置的压缩机、燃烧器和涡轮；
所述燃气涡轮发动机的竖直上部；
所述燃气涡轮发动机的竖直下部，所述竖直下部与所述燃气涡轮发动机的所述竖直上部对置；
径向内部壳体壁，其包围所述核心发动机且包括多个径向内部壳体孔隙；
径向外部壳体壁，其包围所述径向内部壳体壁且与所述径向外部壳体壁之间包括多个腔体，所述径向外部壳体壁限定多个径向外部壳体孔隙；以及
至少一个冷却系统，其包括：
第一导管，其在所述多个径向内部壳体孔隙中的第一径向内部壳体孔隙与所述多个径向外部壳体孔隙中的第一径向外部壳体孔隙之间延伸；
第二导管，其流体连通地连接在所述第一导管与所述腔体之间；
第一阀，其为可操作性地连接以控制穿过所述第一导管的第一流体流；以及
第二阀，其为可操作性地连接以控制穿过所述第二导管的第二流体流；
其中在第一操作模式期间，所述第一阀和所述第一导管将所述第一流体流从所述第一径向内部壳体孔隙引导到所述第一径向外部壳体孔隙，在第二操作模式期间，所述第二导管将所述第二流体从所述第一径向外部壳体孔隙引导到所述腔体，在第三操作模式期间，所述第一导管和所述第二导管将第三流体流从所述腔体引导到所述第一径向外部壳体孔隙。
技术方案10.根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个冷却系统包括第一冷却系统和第二冷却系统。
技术方案11.根据技术方案10所述的冷却系统，其特征在于，所述第一冷却系统可操作性地连接于所述燃气涡轮发动机的所述竖直上部。
技术方案12.根据技术方案10所述的冷却系统，其特征在于，所述第二冷却系统可操作性地连接于所述燃气涡轮发动机的所述竖直下部。
技术方案13.根据技术方案9所述的冷却系统，其特征在于，所述第一阀包括三通阀。
技术方案14.根据技术方案13所述的冷却系统，其特征在于，所述三通阀流体连通地连接于所述第一导管和所述第二导管。
技术方案15.根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，在所述第一操作模式期间，所述第一阀处于打开位置，且所述第二阀处于关闭位置。
技术方案16.根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，在所述第二操作模式期间，所述第一阀处于关闭位置，且所述第二阀处于打开位置。
技术方案17.根据技术方案9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，在所述第三操作模式期间，所述第一阀处于关闭位置，且所述第二阀处于打开位置。
技术方案18.一种冷却燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：
在第一操作模式下，将第一流体流从压缩机排放口引导到周围环境；
在第二操作模式下，将第二流体流从周围环境引导到腔体；以及
在第三操作模式下，将第三流体流从所述腔体引导到周围环境。
技术方案19.根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：利用第一阀控制所述第一流体流。
技术方案20.根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：利用第二阀控制所述第二流体流。
附图说明
当参考附图阅读下面的具体实施方式时，本发明的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解，在所有图中相同的标记表示相同的零件，在附图中：
图1到4示出本说明书所描述的方法和设备的示例实施例。
图1是飞行器的立体图。
图2是燃气涡轮发动机的示意图。
图3是图2所示出的燃气涡轮发动机的局部示意图。
图4是图2所示出的燃气涡轮发动机的局部示意图。
除非另外指明，否则本说明书所提供的附图意图说明本发明的实施例的特征。这些特征被认为适用于包括本发明的一个或多个实施例的广泛多种系统。因此，附图并不意图包括实践本说明书所公开的实施例所需的本领域的普通技术人员已知的所有常规特征。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，将引用若干用语，它们应定义为具有以下含义。
除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”、“一个”和“所述”包括复数指代物。
“任选的”或“任选地”表示随后描述的事件或情形可发生或可不发生，且所述描述包括事件发生的情况和事件不发生的情况。
如本文在整个说明书以及权利要求书中所使用的近似类语言可应用于修饰可以许可的方式变化而不会导致其相关的基本功能改变的任何定量表示。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的用语或多个用语修饰的值不限于所指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量所述值的仪器的精度。此处以及说明书和权利要求书通篇中，范围极限可组合和/或互换，此类范围被标示且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言指明不是这样。
本说明书所描述的整流罩下冷却系统的实施例降低燃气涡轮发动机的腔体(例如燃气涡轮发动机的整流罩下空间)的温度。燃气涡轮发动机包括限定腔体的内部壳体和外部壳体。内部壳体包括内部壳体开口，且外部壳体包括外部壳体开口。整流罩下冷却系统包括第一导管，所述第一导管从内部壳体开口延伸到外部壳体开口。整流罩下冷却系统还包括第二导管，所述第二导管从第一导管延伸到腔体中。第一导管包括第一阀，且第二导管包括第二阀。整流罩下冷却系统被配置成在三种不同操作模式下将空气引导进或引导出燃气涡轮发动机。举例来说，在第一操作模式期间，整流罩下冷却系统被构造成将压缩机排放空气从燃气涡轮发动机的核心发动机引导到风扇管道中。举例来说，在第二操作模式期间，整流罩下冷却系统被构造成将冷却空气从风扇管道引导到燃气涡轮发动机的核心隔室。第二操作模式通过在发动机已停止操作之前将风扇管道中的冷却空气引导到发动机核心隔室来减轻回渗。举例来说，在第三操作模式期间，整流罩下冷却系统被构造成将热空气从整流罩下空间引导到风扇管道。第三操作模式通过在发动机已停止操作之后将整流罩下空间中的热空气引导到风扇管道来减轻回渗。
本说明书所描述的整流罩下空间冷却系统与使飞行器发动机中的整流罩下空间冷却的已知方法相比提供了优点。更具体地说，将热空气从整流罩下空间引导到风扇管道，通过为整流罩下空间中的热空气提供逸出路径来减轻回渗。另外，在发动机停止操作之前将风扇管道空气引导到整流罩下空间会使整流罩下空间冷却。在发动机关闭之前降低整流罩下空间的温度会减轻回渗。最后，修改压缩机排放系统以减轻回渗而不是扩大核心隔室冷却系统以减轻回渗会减轻发动机的重量且减少燃料消耗。
图1是飞行器10的立体图。在示例性实施例中，飞行器10包括机身12，所述机身12包括机头14、尾翼16以及在其间延伸的中空伸长主体18。飞行器10还包括在侧向方向22上远离机身12延伸的机翼20。机翼20包括飞行器10在正常飞行期间的运动方向26上的前向边缘24以及在机翼20的相对边缘上的后向边缘28。飞行器10进一步包括至少一个发动机30，所述至少一个发动机30被构造成驱动叶片式可旋转构件或风扇以产生推力。发动机30以邻近尾翼16的推动器构造(未示出)连接到机翼20和机身12中的至少一个。在示范性实施例中，发动机30在机翼20下方以竖直方向32连接到机翼20。竖直方向32是相对于飞行器10在地面上静止时的取向方向而限定。向下、竖直下部或下方是指当飞行器10的轮子承重时飞行器10面向地面的一侧。向上、竖直上部或上方是指飞行器10的与向下、竖直下部或下方对置的一侧。发动机30不限于如图1所描绘的机翼安装式发动机。发动机30还可包括安装在机翼20上方的发动机、安装到机身12的发动机，或安装在机身12内的发动机。
图2是根据本发明的示范性实施例的燃气涡轮发动机110的示意性剖视图。图3是根据本发明的示范性实施例的燃气涡轮发动机110的局部示意性剖视图。图4是根据本发明的示范性实施例的燃气涡轮发动机110的局部示意性剖视图。在示范性实施例中，燃气涡轮发动机110是高旁路涡扇喷气发动机110，其在本文中被称为“涡扇发动机110”。燃气涡轮发动机110不限于高旁路涡扇发动机。如图2所示出，涡扇发动机110限定轴向方向A(平行于水平中心线112延伸，出于参考目的而提供水平中心线112)和径向方向R。一般来说，涡扇发动机110包括风扇区段114和位于风扇区段114下游的核心涡轮发动机116。
所描绘的示范性核心涡轮发动机116大体包括基本上呈管状的外部壳体118，所述外部壳体118限定环形体口120。按串流关系，外部壳体118和内部壳体119包封有：压缩机区段123，其包括增压器或低压(LP)压缩机122和高压(HP)压缩机124；燃烧区段126；涡轮区段117，其包括高压(HP)涡轮128和低压(LP)涡轮130；以及喷气排气喷嘴区段132。外部壳体118与内部壳体119之间的体积形成多个腔体或整流罩下空间121。高压(HP)轴或转轴134将HP涡轮128驱动性地连接到HP压缩机124。低压(LP)轴或转轴136将LP涡轮130驱动性地连接到LP压缩机122。压缩机区段123、燃烧区段126、涡轮区段117和喷嘴区段132一起限定核心空气流动路径137。HP压缩机124包括多个HP压缩机叶片139，所述多个HP压缩机叶片139被构造成增大空气流的压力。内部壳体119限定多个径向内部壳体孔隙125，且外部壳体118限定多个径向外部壳体孔隙127。在示范性实施例中，径向内部壳体孔隙125包括压缩机排放口，且径向外部壳体孔隙127包括瞬时排放阀。
如图2所示出，风扇区段114包括变距风扇138，所述变距风扇138具有以相间隔的方式连接到圆盘142的多个风扇叶片140。如图所示，风扇叶片140大体上沿径向方向R从圆盘142向外延伸。每个风扇叶片140能够借助于风扇叶片140可操作性地连接到合适的变距构件144而围绕桨距轴线P相对于圆盘142旋转，所述变距构件144被配置成联合地共同改变风扇叶片140的桨距。风扇叶片140、圆盘142和变距构件144一起可通过LP轴136穿过动力齿轮箱146围绕纵向轴线112而旋转。动力齿轮箱146包括多个齿轮，用于将风扇138相对于LP轴136的旋转速度调整到更高效的旋转风扇速度。风扇138不限于如图2所示的变距风扇。风扇138还可包括定距风扇。在另一实施例中，燃气涡轮发动机110不包括动力齿轮箱146。相反，风扇138直接连接到LP轴136。
而且，在示范性实施例中，圆盘142由可旋转的前毂148覆盖，所述前毂148设计成空气动力学轮廓以促进空气流穿过所述多个风扇叶片140。另外，示范性风扇区段114包括环形风扇壳体或外部舱体150，所述环形风扇壳体或外部舱体150沿圆周包围风扇138和/或核心涡轮发动机116的至少一部分。舱体150被配置成由多个沿圆周隔开的出口导流板152相对于核心涡轮发动机116支撑。舱体150的下游区段154在核心涡轮发动机116的外部部分上方延伸以便在其间限定旁路空气流通道156。
图3和4是图2所示出的燃气涡轮发动机的局部示意图。如图2到3所示出，多个整流罩下冷却系统157位于整流罩下空间121内。在示范性实施例中，第一导管155从径向内部壳体孔隙125延伸到径向外部壳体孔隙127。在示范性实施例中，第二导管159从第一导管155延伸到整流罩下空间121内的第二导管开口161。第一导管155与第二导管159的交点可以是T形配件或使整流罩下冷却系统157能够如本说明书所描述进行操作的任何其它配件。在另一实施例(未示出)中，第二导管159从径向外部壳体孔隙127延伸到整流罩下空间121内的第二导管开口161。第一导管155包括第一阀163，且第二导管159包括第二阀165。排气消音器或胡椒瓶(pepper pot)167覆盖径向外部壳体孔隙127。胡椒瓶167包括显示屏(screen)(未示出)，所述显示屏被构造成消音且允许空气通过显示屏(screen)。如图4所示出，多个整流罩下冷却系统457包括第三阀402(而非第一阀163与第二阀165)，所述第三阀402定位于第一导管155与第二导管159的交点处。在示范性实施例中，第三阀402包括三通阀。在示范性实施例中，控制器180控制第一阀163、第二阀165和第三阀402。
在涡扇发动机110的第一操作模式期间，一定体积的空气158穿过舱体150和/或风扇区段114的相关联入口160进入涡扇发动机110。当所述体积的空气158经过风扇叶片140时，由箭头162指示的空气158的第一部分被导向或导引进旁路空气流通道156中，且由箭头164指示的空气158的第二部分被导向或导引进核心空气流动路径137(或更具体地说，LP压缩机122)中。空气的第一部分162与空气的第二部分164之间的比率通常称为旁路比。在其被导引通过HP压缩机124且进入燃烧区段126时，空气的第二部分164的压力接着增大，在燃烧区段126处，空气与燃料混合且燃烧以提供燃烧气体166。
如由箭头169指示的空气的第三部分169被导向或导引进径向内部壳体孔隙125和第一导管155中。第一阀163被构造成处于打开位置中，且第二阀165被构造成处于关闭位置中。空气的第三部分169被导向或导引通过径向外部壳体孔隙127和胡椒瓶167中，且进入旁路空气流通道156中，如由箭头171指示。将HP压缩机124空气(空气的第三部分169)引导到旁路空气流通道156中提高了HP压缩机124和燃气涡轮发动机110在某些操作模式期间的效率。图4所示出的整流罩下冷却系统457包括与整流罩下冷却系统157相同的操作步骤，除了第三阀402将空气的第三部分169导引通过第一导管155且远离第二导管159之外。
燃烧气体166被导引通过HP涡轮128，在那里，来自燃烧气体166的热能和/或动能的一部分经由耦合到外部壳体118的HP涡轮静叶168和耦合到HP轴或转轴134的HP涡轮转子叶片170的依序级被抽取，由此导致HP轴或转轴134旋转，从而支持HP压缩机124的操作。燃烧气体166接着被导引通过LP涡轮130，在那里，来自燃烧气体166的热能和动能的第二部分经由耦合到外部壳体118的LP涡轮静叶172和耦合到LP轴或转轴136的LP涡轮转子叶片174的依序级被抽取，由此导致LP轴或转轴136旋转，从而支持LP压缩机122的操作和/或风扇138的旋转。
燃烧气体166随后被导引通过核心涡轮发动机116的喷气排气喷嘴区段132以提供推进力。同时，当空气的第一部分162在从涡扇发动机110的风扇喷嘴排气区段176抽出之前被导引通过旁路空气流通道156时，空气的第一部分162的压力显著增大，从而也提供推进力。HP涡轮128、LP涡轮130和喷气排气喷嘴区段132至少部分地限定热气体路径178，以用于将燃烧气体166导引通过核心涡轮发动机116。
在涡扇发动机110的第二操作模式期间，例如当飞行器10正在降落或已着陆时，如由箭头173指示，空气的第四部分173从旁路空气流通道156导向或导引通过径向外部壳体孔隙127和胡椒瓶167，且进入第一导管155中。第一阀163被构造成处于关闭位置中，且第二阀165被构造成处于打开位置中。空气的第四部分173被导向或导引通过第二导管159和第二导管开口161，且进入整流罩下空间121中，如由箭头175指示。来自旁路空气流通道156的空气部分162的温度低于整流罩下空间121内的空气的温度，所述整流罩下空间121内的空气在涡扇发动机110已停止操作之前使整流罩下空间121冷却。在涡扇发动机110已停止操作之前降低整流罩下空间121的温度会通过在回渗开始之前降低整流罩下空间121的温度以及在回渗期间降低整流罩下空间121的峰值温度来减轻回渗的影响。图4所示出的整流罩下冷却系统457包括与整流罩下冷却系统157相同的操作步骤，除了第三阀402将空气的第四部分173从第一导管155导引到第二导管159中之外。
在涡扇发动机110的第三操作模式期间，例如当飞行器10已停止操作时，如由箭头177指示，空气的第五部分177从整流罩下空间121导向或导引通过第二导管159和第二导管开口161，且进入第一导管155中。第一阀163被构造成处于关闭位置中，且第二阀165被构造成处于打开位置中。空气的第五部分177被导向或导引通过径向外部壳体孔隙127和胡椒瓶167中，且进入旁路空气流通道156中，如由箭头171指示。在涡扇发动机110已停止操作之后，回渗会增大整流罩下空间121内的空气的温度。第三操作模式为整流罩下空间121内的热气体提供逸出路线以经由第一导管155和第二导管159逸出。允许整流罩下空间121内的热气体逸出降低了整流罩下空间121内的温度且减轻了回渗的影响。图4所示出的整流罩下冷却系统457包括与整流罩下冷却系统157相同的操作步骤，除了第三阀402将空气的第五部分177从第二导管159导引到第一导管155中之外。
在示范性实施例中，涡扇发动机110包括两个整流罩下冷却系统157。一个整流罩下冷却系统157定位于涡扇发动机110的竖直上部上，且另一整流罩下冷却系统157位于涡扇发动机110的竖直下部上。在第三操作模式期间，由于热空气上升，位于涡扇发动机110的竖直上部上的整流罩下冷却系统157可允许更多的热空气从整流罩下冷却系统157逸出。位于涡扇发动机110的竖直下部上的整流罩下冷却系统157可允许更多的旁路空气流通道156空气进入整流罩下空间121。然而，涡扇发动机110不限于两个整流罩下冷却系统157，且可包括使涡扇发动机110能够如本说明书所描述进行操作的任何数目的整流罩下冷却系统157。另外，整流罩下冷却系统157不限于涡扇发动机110的竖直上部和竖直下部。相反，整流罩下冷却系统157可位于涡扇发动机110的圆周周围的使涡扇发动机能够如本说明书所描述进行操作的任何位置。
整流罩下冷却系统157和457通过提供重量较轻的系统而减小了燃气涡轮发动机110的重量，从而减轻了回渗的影响。整流罩下冷却系统157和457提供重量较轻的系统以用于减轻回渗的影响，而不是扩大现有系统(例如核心隔室冷却系统)以减轻回渗的影响。
图2中仅以举例方式描绘了示范性涡扇发动机110，且在其它实施例中，涡扇发动机110可具有任何其它合适的构造。还应了解，在其它实施例中，本发明的各方面可并入到任何其它合适的燃气涡轮发动机中。举例来说，在其它实施例中，本发明的各方面可并入到例如涡轮螺旋桨发动机中。
上述整流罩下冷却系统提供一种用于使燃气涡轮发动机中的整流罩下空间冷却的高效方式。具体地说，在燃气涡轮发动机已停止操作之前将旁路空气流通道空气直接递送到整流罩下空间会降低整流罩下空间中的温度且减轻回渗的影响。另外，在发动机已停止操作之后将整流罩下空间空气引导出整流罩下空间会降低整流罩下空间中的温度且减轻回渗的影响。最后，包括多个整流罩下冷却系统为整流罩下空间内的热空气以及来自旁路空气流通道的冷却空气源提供逸出路线，以使整流罩下空间冷却且减轻回渗的影响。
本说明书所描述的方法、系统和设备的示范性技术效应包括以下中的至少一个：(a)在燃气涡轮发动机停止操作之前减小整流罩下空间内的温度；(b)在燃气涡轮发动机停止操作之后减小整流罩下空间内的温度；(c)减小燃气涡轮发动机的重量；以及(d)减小飞行器的重量。
以上详细描述了整流罩下冷却系统的示范性实施例。整流罩下冷却系统和操作此类单元和装置的方法不限于本说明书所描述的具体实施例，相反，系统的组件和/或方法的步骤可相对于本说明书所描述的其它组件和/或步骤独立地和单独地使用。举例来说，所述方法也可与用于使整流罩下空间冷却的其它系统组合使用，且不限于仅用本说明书所描述的系统和方法来实践。相反，示范性实施例可结合需要整流罩下空间冷却的许多其它机械应用来实施和利用。
尽管本发明的各种实施例的具体特征可能在某些附图中示出而未在其它附图中示出，但这仪仪是为了方便起见。根据本发明的原理，附图的任何特征可结合任何其它附图的任何特征被引用和/或要求保护。
本书面描述用实例来描述包括最佳模式的本发明，且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书所界定，且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有与所附权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与所附权利要求的字面语言无实质差别的等同结构元件，那么此类其它实例意图在所附权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种冷却系统，其被构造成使腔体、其间限定所述腔体的径向内部壳体壁和径向外部壳体壁、形成于所述径向内部壳体壁中的径向内部壳体孔隙、形成于所述径向外部壳体壁中的径向外部壳体孔隙冷却，所述冷却系统包括：
第一导管，其定位于所述腔体内且从所述径向内部壳体孔隙延伸到所述径向外部壳体孔隙；
第二导管，其流体连通地连接于所述第一导管且延伸到所述腔体中；以及
至少一个阀，其位于所述第一导管和所述第二导管中的至少一个内；
其中在第一操作模式期间，所述至少一个阀和所述第一导管将第一流体从所述径向内部壳体孔隙引导到所述径向外部壳体孔隙，在第二操作模式期间，所述至少一个阀、所述第二导管和所述第一导管将第二流体从所述径向外部壳体孔隙引导到所述腔体，在第三操作模式期间，所述至少一个阀、所述第二导管和所述第一导管被构造成将第三流体从所述腔体引导到所述径向外部壳体孔隙。
2.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，所述至少一个阀包括第一阀和第二阀。
3.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述第一阀位于所述第一导管内，且所述第二阀位于所述第二导管内。
4.根据权利要求3所述的冷却系统，其特征在于，在所述第一操作模式期间，所述第一阀处于打开位置，且所述第二阀处于关闭位置。
5.根据权利要求3所述的冷却系统，其特征在于，在所述第二操作模式期间，所述第一阀处于关闭位置，且所述第二阀处于打开位置。
6.根据权利要求3所述的冷却系统，其特征在于，在所述第三操作模式期间，所述第一阀处于关闭位置，且所述第二阀处于打开位置。
7.一种燃气涡轮发动机，包括：
核心发动机，其包括处于串流布置的压缩机、燃烧器和涡轮；
所述燃气涡轮发动机的竖直上部；
所述燃气涡轮发动机的竖直下部，所述竖直下部与所述燃气涡轮发动机的所述竖直上部对置；
径向内部壳体壁，其包围所述核心发动机且包括多个径向内部壳体孔隙；
径向外部壳体壁，其包围所述径向内部壳体壁且与所述径向外部壳体壁之间包括多个腔体，所述径向外部壳体壁限定多个径向外部壳体孔隙；以及
至少一个冷却系统，其包括：
第一导管，其在所述多个径向内部壳体孔隙中的第一径向内部壳体孔隙与所述多个径向外部壳体孔隙中的第一径向外部壳体孔隙之间延伸；
第二导管，其流体连通地连接在所述第一导管与所述腔体之间；
第一阀，其为可操作性地连接以控制穿过所述第一导管的第一流体流；以及
第二阀，其为可操作性地连接以控制穿过所述第二导管的第二流体流；
其中在第一操作模式期间，所述第一阀和所述第一导管将所述第一流体流从所述第一径向内部壳体孔隙引导到所述第一径向外部壳体孔隙，在第二操作模式期间，所述第二导管将所述第二流体从所述第一径向外部壳体孔隙引导到所述腔体，在第三操作模式期间，所述第一导管和所述第二导管将第三流体流从所述腔体引导到所述第一径向外部壳体孔隙。
8.一种冷却燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：
在第一操作模式下，将第一流体流从压缩机排放口引导到周围环境；
在第二操作模式下，将第二流体流从周围环境引导到腔体；以及
在第三操作模式下，将第三流体流从所述腔体引导到周围环境。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：利用第一阀控制所述第一流体流。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括：利用第二阀控制所述第二流体流。
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