CN110410217A - 检查和维护设备 - Google Patents

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Abstract

本公开题为“检查和维护设备”。本公开涉及诸如气体涡轮引擎之类的物品的检查和修理/维护。设备（110）被提供用于连接待检查的物品中的孔口（124,142）。该设备（110）包括具有第一端部和第二端部（134,136）的管状引导件（130）和用于接收检查工具的中空内部（138），以及用于将该工具安装到该物品的外部壳体（126）的外壳固定件（120）。该设备（110）在管状引导件（130）和外壳固定件（120）之间提供关节运动接合部。还可包括冷却系统。

Description

检查和维护设备
本公开涉及物品诸如气体涡轮引擎（例如飞机引擎）的检查或修理。
由于执行引擎拆卸和剥离的要求降低，对飞机引擎进行机翼上或现场检查或修理是有益的。大量的检查或修理系统能够经由引擎的侧面上的进入口或管道镜口进行部署。许多管道镜口由两个或更多个同心孔、外部壳体中的一个孔和内部部件中的一个或多个孔形成。这使得检查或修理装置的部署相对简单。
然而，一些飞机引擎或气体涡轮机管道镜口由两个或更多个非同心孔形成。此外，由于每个单独部件的热膨胀，在飞机引擎或气体涡轮机的正常运行期间，两个同心孔可能未对准。这显著地使检查或修理装置的部署复杂化，尤其是当该装置需要准确且重复地部署到相同位置时。许多修理和检查装置是刚性的而非柔性的，这进一步阻碍了它们的部署。
检查气体涡轮机（包括飞机引擎以及船用和工业用气体涡轮机）的另一个关注领域涉及在使用期间部件内存在的恶劣环境条件。具体地讲，气体涡轮机和类似设备内的高工作温度会对检查工具、特别是对精密或灵敏的工具造成损坏。
考虑到这些问题，以下公开内容考虑了用于将检查或修理系统引导到感兴趣区域中的方法和设备。
根据第一方面，提供了用于连接待检查制品中的孔口的检查和维护设备，该制品包括其中具有第一孔口的外部壳体和位于该外部壳体内并且其中具有第二孔口的内部部分，该设备包括管状引导件，该管状引导件具有带第一端部和第二端部的直的细长主体和用于接收检查工具的中空内部，以及用于将工具安装到外部壳体的外壳固定件，其中管状引导件的第一端部被接收并保持在外壳固定件内，并且管状引导件的第二端部在使用中能够通过第一孔口插入并能够与设置在内部部分中的第二孔口接合。
在本上下文中，管状应理解为意指中空细长部件，该部件可以是大致圆柱形的，但是如果需要可以另选地具有不同的横截面形状。
该检查工具可以是检查探针，具体地讲是刚性检查探针。所检查的制品可以是飞机引擎、船用或工业用气体涡轮机、或用于高温环境诸如核能发电或钢铁生产的另选机器，其中需要通过嵌入式探针进行远程目视检查。
例如，该外部壳体可以是气体涡轮引擎的外部壳体，并且第一孔口和第二孔口可以是引擎中的管道镜口。内部部分可以是内部壳体、隔热罩或类似装置。
可围绕管状引导件的中空内部设置流体流动通道以用于冷却设备。
管状引导件可包括限定中空内部的内壁和与内壁间隔开的外壁以提供环形空间。流体流动通道可设置在内壁和外壁之间。
管状引导件可包括围绕中空内部的螺旋状流体流动通道。
管状引导件和/或外壳固定件可包括微孔隙和/或微格内部结构。
例如，流体流动通道可包括微孔隙结构。
该设备还可包括蒸汽通道。
蒸汽通道可设置在流体流动通道内。
另选地，蒸汽通道和流体流动通道可以是分开的/不同的。
蒸汽通道可包括微格内部结构。
所描述的内部结构或任何或所有部分可通过增材制造来构造。
外壳固定件可包括容纳流体的室，并且管状引导件的第一端部可包括通向流体流动通道的开口，该开口被接收在室内。
外壳固定件可包括用于允许流体进入和/或离开设备的口。
管状引导件的第一端部可为基本上球形的，并且外壳固定件可包括用于接收管状引导件的第一端部的基本上球形的孔。
管状引导件的第一端部可具有基本上管状的形状，并且外壳固定件可包括用于接收管状引导件的第一端部的基本上管状的孔。
管状引导件的第一端部可具有基本上椭圆形的形状，并且外壳固定件可包括用于接收管状引导件的第一端部的基本上椭圆形的孔。
管状引导件的第二端部可为基本上椭圆形的。
还提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括引擎核心和位于该引擎核心的上游的风扇，该引擎核心包括涡轮机、压缩机和将涡轮机连接到压缩机的芯轴，该风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出到风扇以便以比芯轴低的旋转速度驱动风扇；安装到引擎的外部壳体的外壳固定件；以及具有带第一端部和第二端部的直的细长主体和用于接收检查工具的中空内部的管状引导件，其中该管状引导件的第一端部被接收并保持在外壳固定件内，以在管状引导件和外壳固定件之间提供关节运动接合部，并且管状引导件的第二端部在使用中能够通过第一孔口插入并能够与设置在引擎的内部部分中的第二孔口接合。
第一孔口和第二孔口可为管道镜口。
涡轮机可以是第一涡轮机，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机、第二压缩机和将第二涡轮机连接到第二压缩机的第二芯轴；并且该第二涡轮机、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。
如本文其他地方所述，本公开可涉及与气体涡轮引擎一起使用的设备。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮机、燃烧器、压缩机和将该涡轮机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。芯轴可将涡轮机和压缩机刚性地连接，使得涡轮机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机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，连接到芯轴的涡轮机可以是第一涡轮机，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机、第二压缩机和将第二涡轮机连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮机、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从第一压缩机接收（例如直接接收，例如经由大致环形的管道）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。
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）。以另外的示例的方式，在提供第二涡轮机的情况下，可将燃烧器出口处的流提供给第二涡轮机的入口。该燃烧器可设置在（一个或多个）涡轮机的上游。
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叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片（因为该排定子叶片的入射角可以是可变的）。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮机或每个涡轮机（例如，如上所述的第一涡轮机和第二涡轮机）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叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
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）。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：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）或390cm（约155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）。
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250cm至300cm（例如250cm至280cm）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320cm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1600rpm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13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：0.3、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）。
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管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或17。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）。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于核心引擎的径向外侧。旁路管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）。
引擎的特定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特定推力可小于（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。特定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）。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/或所要求保护的气体涡轮能够产生至少（或大约为）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）。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，高压涡轮机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，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮机叶片的上游。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）。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，该金属为诸如钛基金属或铝基材料（诸如铝锂合金）或钢基材料。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、冰或其他物料的）冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或钛基合金来制造。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铝基主体（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沿径向方向延伸。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。此类布置结构可被称为整体叶盘或整体叶环。可使用任何合适的方法来制造此类整体叶盘或整体叶环。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管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16、18、20或22个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点（就时间和/或距离而言）处所经历的条件。
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。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。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：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：前进马赫数为0.8；压力为23000Pa；以及温度为-55℃。
如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点（或ADP）可对应于风扇被设计用于操作的条件（包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者）。例如，这可能指风扇（或气体涡轮引擎）被设计成具有最佳效率的条件。
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，巡航中期条件）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。
本领域的技术人员将理解，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以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以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。
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示出了被接收在气体涡轮引擎的同心管道镜口中的管道镜口插塞；
图5示出了被接收在气体涡轮引擎的非同心管道镜口中的管道镜口插塞；
图6示出了设置在两个非同心口之间的引导系统；
图7为类似于图6所示的引导系统的详细视图；
图8为另选的引导系统的详细视图；
图9A为另选的引导系统的一部分的示意图；并且
图9B为另外的另选引导系统的一部分的示意图。
图1示出了具有主旋转轴9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇生成两股气流：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、燃烧设备16、高压涡轮机17、低压涡轮机19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮机19并由该低压涡轮机驱动。
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，在高压压缩机中进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮机和低压涡轮机17、19膨胀，从而驱动高压涡轮机和低压涡轮机17、19以提供一些推进推力。高压涡轮机17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。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。低压涡轮机19（参见图1）驱动轴26，该轴联接到周转齿轮装置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联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9的旋转。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环形齿轮或齿圈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“低压涡轮机”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮机级和最低压力压缩机级（即，不包括风扇23），以及/或者通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26（即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴）连接在一起的涡轮机和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮机”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮机”和“中压压缩机”。在使用此类另选术语的情况下，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和齿圈38中的每一者包括围绕它们的周边的齿，用于与其他齿轮相互啮合。然而，为清楚起见，图3中仅示出了示例性的部分齿。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，齿圈38被固定。然而，可以使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另外的示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许齿圈（或环形齿轮）38旋转。在此类布置结构中，风扇23由齿圈38驱动。以另外的另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中齿圈38和行星架34都被允许旋转。
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，可以使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中以及/或者用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另外的示例的方式，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。以另外的示例的方式，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具有星形布置结构（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（例如星形或行星齿轮）、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配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮机和/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20、22，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可以应用于这样的引擎，在该引擎中穿过旁路管道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（与旋转轴9对准）、径向（在图1中从下到上的方向）和圆周方向（垂直于图1视图中的页面）。轴向、径向和圆周方向相互垂直。
飞机引擎管道镜口通常包括位于引擎的外部壳体中的孔以及位于内部壳体和/或部件中的一个或多个孔。在许多情况下，这些孔是对准的或同心的，如图4所示。所示的具体布置结构包括外部壳体103中的外孔102和穿过引擎的内部部件105的同心内孔104。图4的布置结构附加地包括与设置在隔热罩107中的内孔102和外孔104同心的附加孔106。
在引擎运转期间，这些孔102、104、106容纳管道镜口插塞108，该管道镜口插塞被设计成限制从气体路径到壳体的空气流动。外孔102和内孔104的同心度也使得能够容易地部署检查或修理系统。例如，可插入刚性检查管道镜或机械钻孔混合器以进行机翼上检查和修理工作。此外，嵌入式光学检查系统（通常称为引擎CCTV）可被插入这些孔102、104之间，使得其在存放时堵塞气体路径空气并在致动时检查气体路径部件。
在飞机引擎中有一些不具有同心的外孔和内孔的管道镜口。图5示出了这种布置结构的一个示例。同样，提供了外孔112和内孔114，但它们的轴线是偏移的。穿过图5中的隔热罩117的附加孔116与外孔112和内孔114两者轴向偏移。
可以看出，管道镜插塞108被设计成在一定程度上适应偏移（插塞108的主体在基部处枢转，因此能够塞住非同心孔）。然而，孔112、114、116的非同心性质有效地限制了可被部署用于进行检查或修理活动的装置的类型、尺寸和特征。例如，刚性光学管道镜或机械内径融合（boreblending）工具需要偏离垂直地插入，这将影响在远侧尖端处实现的间隔距离。柔性的光纤视镜可在外孔112和内孔114之间成功导航，但是实现可重复的间隔距离（并进而实现检查质量）是具有挑战性的。对于更复杂的检查或修理系统，诸如用于自动现场检查的嵌入式摄像机，非同心管道镜口证明是有问题的，特别是当试图实现可重复的致动以在相邻部件处精确地侧视时。
因此，需要一种方法来物理地桥接外部和内部管道镜口孔之间的间隙，使得可以重复且精确地插入检查或修理系统。
气体涡轮机的高工作温度还导致在使用期间对检查或修理工具进行热管理的需求。探针或其他工具可能需要冷却才能承受高引擎温度。
图6示出了应用于气体涡轮引擎的示例性系统。系统或工具110被分成两个主要部件，其中第一个为外壳固定件120，在中心具有球形孔122。外壳固定件120位于引擎的外部壳体126中的第一开口124内，并被固定到外部壳体126。如图所示，螺栓孔128设置在外壳固定件120中。外壳固定件120中的球形孔122允许第二部件即引导管130附接。
引导管130包括直管132，该直管具有呈球形形状的第一端部134和呈椭圆形或球形形状的第二端部136。第一端部134附接到外壳固定件中，从而构造球形接合部，并且第二端部136被接收在引擎的内部壳体140中的开口142中。椭圆形或球形的第二端部136的设计有助于避免流体泄漏，而不考虑引导管130相对于开口142的角度如何。
第一开口124和第二开口142可为设置在气体涡轮引擎中的管道镜口。引导管130具有中空内部138，以形成用于检查仪器或工具（例如，嵌入式光学检查系统）的直线路径，而不考虑两个管道镜孔124、142的同心度不足。
由外壳固定件120中的球形孔122和引导管130的第一端部134提供的球形接合部在设备中有效地提供关节运动接合部。关节运动有助于允许引导管130的自由范围运动，如图8和图9所示。这继而有助于提供适用于若干不同的未对准的管道镜或类似装置的引导系统的单一设计，而与同心度误差无关。
引导管130的一个示例的结构在图7中示出。引导管130由穿过管130的整个长度行进的内壁150和形成引导管130的外部的外壁151构成，包括球形的第一端部134和椭圆形的第二端部136。第一端部134可被认为是关节运动端部，并且第二端部136可被认为是密封端部。环形区域152设置在内壁150和外壁151之间，允许流体和蒸汽通过以从环境中移除热量，从而保护被接收在管130的中空内部138中的设备。
内壁150和外壁151的限定环形区域152的面设置有多孔结构153，流体通过该多孔结构渗透。在使用中，来自直管132周围的热区域的热量加热并最终蒸发保持在该多孔结构153中的流体。然后，产生的蒸汽通过环形区域152的开口部分154，从系统中除去热量。因此，管130可被认为是热管理套管，具体地是热管，其使用蒸发和冷凝的过程来冷却检查工具诸如刚性检查探针。这可有助于在使用期间将工具保持在预定温度以下，例如在其储存温度以下。
另外，可通过对流体提供毛细力的凹槽或其他类似结构来实现多孔结构153。
环形区域152被设计成完全密封在引导管130上，除了引导管130和外壳固定件120的交界面155出现的位置。提供箭头156以示出在外壳固定件120内的引导管130的第一端部处提供的运动/关节运动。
外壳固定件120还包括外部结构壁160和像海绵一样保持流体的内部多孔区域162。流体可通过毛细管作用从外壳固定件120的多孔区域162移动通过引导管130的多孔结构153，以在系统110周围渗透/流动。
多孔区域162还提供远离管130和开口124的冷区。当在多孔结构153中流动的流体处于热区时，流体蒸发并进入区域154，然后系统中形成的自然压力差将蒸汽移动到冷区，在那里冷凝。在多孔/带槽区域162中提供一个或多个开放通道或“蒸汽间隙”157，以允许蒸汽传到冷区。然后蒸汽冷凝并渗入多孔区域162，蒸汽从该多孔区域通过毛细管作用移回管的多孔结构153。冷凝过程可在远离开口124的位置发生，并且可结合散热器或其他结构以提高冷凝过程的效率。
除在引导管和外壳固定件120之间的交界面155处之外，内部区域162也大部分是密封的。还可提供设计的逃逸件（未示出）以允许流体离开并进入系统110。多孔区域162为大结构，使得无论管130的角度如何，都能够在交界面155处保持与多孔区域的接触。
内部流体区域/储存器162可通过增材制造来设计和构造，以更好地允许流体通过。由于增材制造的能力，管130和外壳固定件120可一起制造。可能的内部流体结构的示例包括微孔隙或微格/凹槽结构，其中的一者或两者可使用增材制造工艺生产。
为了更好地引导流体在系统110内通过，引导管130的内部结构可包括内部螺旋170以形成开放的流体回路，该流体回路在外壳固定件120的特定区域中具有一个入口并且在相同外壳固定件120的另一个区域上具有出口。该回路热管方法的一个示例如图8所示。螺旋设计170允许系统根据流体的热量完全优化流动方向。例如，多孔/带槽区域172可用于将液体保持并引导到系统110中以进行冷却。附加地或另选地，格结构174可用于更好地将蒸汽引导出系统110，从而移除热量。流体进入热区并蒸发，然后蒸汽通过专用蒸汽管以在冷区冷凝。多孔区域172和/或格结构174可使用增材制造工艺生产。
应当理解，可通过提供如上所述的非球形的第一端部134来提供关节运动接合部。例如，图9A示出了另选引导管130的直管132的一部分，该引导管设有圆柱形的第一端部234。圆柱形的第一端部234将与外壳固定件120中的类似形状配合。图9B示出了椭圆形的第一端部部分334的另一个示例，其与外壳固定件120中的较大椭圆形孔对应。
这些和其他可能的另选形状仍然可以为同心管道镜中的系统的热管理提供柔性和保护，因为壳体上的热膨胀将通过接合部而不是通过引导管的压缩来实现。然而，它们还可以根据需要限制和/或增加引导管在一个或多个特定方向上的移动。例如，允许在引擎的径向方向上进行更多移动可能是有益的，并且同时最好在轴向方向上限制该移动。
该系统允许热管理探针部署到非同心管道镜口中。如果没有在引导管的第一端部和外壳固定件之间提供的关节运动接合部设计，则可能会遇到以下问题，即探针根本无法部署到此类口中或者探针需要是柔性的以在两个非同心孔之间弯曲。柔性探针不太优选，因为它们不允许与被检查的部件保持固定的间隔距离。这会影响相关算法对输出的检查图像进行评估的能力。
系统的关节运动有助于适应由于引擎运转期间的热膨胀和/或收缩引起的孔对准的任何变化。在气体涡轮机运行时进行检查的情况下，例如机翼上的检查或对飞机引擎进行的测量，热膨胀和收缩可能损坏或破坏刚性检查工具并且/或者引擎部件受刚性的、不可移动的连接约束。因此，该布置结构对于同心的管道镜口以及非同心的管道镜口均具有益处。引导管的端部连同第一端部处的关节运动有助于提供多用/通用系统，其可适应非同心孔的轴线之间的不同程度的间距。因此，一种系统适用于具有同心孔和/或不同间隔的非同心孔的各种情况。
通常，该系统还有助于在热环境中热管理探针或检查工具。因此，除了如上所述的飞机引擎之外，它还可应用于许多工业领域。这些领域包括但不限于船用和工业用气体涡轮机，以及需要经由嵌入式探针进行远程目视检查的核或钢铁生产环境。。
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以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。

Claims (20)

1.一种用于连接待检查制品中的孔口的检查和维护设备，所述制品包括其中具有第一孔口的外部壳体和位于所述外部壳体内并且其中具有第二孔口的内部部分，所述设备包括：
管状引导件，所述管状引导件具有带第一端部和第二端部的直的细长主体和用于接收检查工具的中空内部，和
外壳固定件，所述外壳固定件用于将所述工具安装到所述外部壳体，
其中所述管状引导件的所述第一端部被接收并保持在所述外壳固定件内，以在所述管状引导件和所述外壳固定件之间提供关节运动接合部，并且所述管状引导件的所述第二端部在使用中能够通过所述第一孔口插入并能够与设置在所述内部部分中的所述第二孔口接合。
2.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中围绕所述管状引导件的所述中空内部设置有流体流动通道以用于冷却所述设备。
3.根据权利要求2所述的检查和维护设备，其中所述管状引导件包括限定所述中空内部的内壁和与所述内壁间隔开的外壁以提供环形空间，其中所述流体流动通道设置在所述内壁和所述外壁之间。
4.根据权利要求2所述的检查和维护设备，其中所述管状引导件包括围绕所述中空内部的螺旋状流体流动通道。
5.根据权利要求3所述的检查和维护设备，其中所述流体流动通道包括微孔隙结构。
6.根据权利要求5所述的检查和维护设备，还包括蒸汽通道。
7.根据权利要求6所述的检查和维护设备，其中所述蒸汽通道设置在所述流体流动通道内。
8.根据权利要求6所述的检查和维护设备，其中所述蒸汽通道和所述流体流动通道是不同的。
9.根据权利要求8所述的检查和维护设备，其中所述蒸汽通道包括微格内部结构。
10.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中所述外壳固定件包括微孔隙和/或微格内部结构。
11.根据权利要求5所述的检查和维护设备，其中所述内部结构通过增材制造来构造。
12.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中所述外壳固定件包括用于容纳流体的室，并且其中所述管状引导件的所述第一端部包括通向所述流体流动通道的开口，所述开口被接收在所述室内。
13.根据权利要求12所述的检查和维护设备，其中所述外壳固定件包括用于允许流体进入和/或离开所述设备的口。
14.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中所述管状引导件的所述第一端部为基本上球形的，并且所述外壳固定件包括用于接收所述管状引导件的所述第一端部的基本上球形的孔。
15.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中所述管状引导件的所述第一端部具有基本上管状的形状，并且所述外壳固定件包括用于接收所述管状引导件的所述第一端部的基本上管状的孔。
16.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中所述管状引导件的所述第一端部具有基本上椭圆形的形状，并且所述外壳固定件包括用于接收所述管状引导件的所述第一端部的基本上椭圆形的孔。
17.根据权利要求1所述的检查和维护设备，其中所述管状引导件的所述第二端部为基本上椭圆形的。
18.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(10)，所述气体涡轮引擎(10)包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮机(19)、压缩机(14)和将所述涡轮机连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇(23)位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
齿轮箱（30），所述齿轮箱接收来自所述芯轴（26）的输入并将驱动输出至所述风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇，
外壳固定件，所述外壳固定件安装到所述引擎（10），和
管状引导件，所述管状引导件具有带第一端部和第二端部的直的细长主体和用于接收检查工具的中空内部，
其中所述管状引导件的所述第一端部被接收并保持在所述外壳固定件内，以在所述管状引导件和所述外壳固定件之间提供关节运动接合部，并且所述管状引导件的所述第二端部在使用中能够通过所述第一孔口插入并能够与设置在所述引擎的内部部分中的第二孔口接合。
19.根据权利要求18所述的气体涡轮引擎，其中所述第一孔口和所述第二孔口为管道镜口。
20.根据权利要求18所述的气体涡轮引擎，其中：
所述涡轮机是第一涡轮机(19)，所述压缩机是第一压缩机(14)，并且所述芯轴是第一芯轴(26)；
所述引擎核心还包括第二涡轮机(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮机连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；并且
所述第二涡轮机、第二压缩机和第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
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WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
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Application publication date: 20191105