CN111795134B - 油管组件 - Google Patents

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Abstract

本发明描述了一种用于气体涡轮引擎的油管组件。所述油管组件包括：第一管，所述第一管在供油装置与轴承室之间限定第一流体通道；以及第二管，所述第二管容纳所述第一管并在所述第一管与所述第二管之间限定第二流体通道，所述第二流体通道被供应有冷却空气。所述油管组件还包括限流器，所述限流器从所述第二管延伸并在流体流入通气器之前限制所述流体从所述第二流体通道通过。压力传感器和温度传感器位于所述限流器附近，以检测和测量所述限流器附近的空气压力和空气温度的变化，控制器从所述变化中识别出所述第一管或所述第二管中是否发生了泄漏。还描述了一种用于检测所述油管组件中的泄漏的方法以及一种气体涡轮。

Description

油管组件
技术领域
本公开涉及一种油管组件。
更具体地，本公开提供了一种油管组件，该油管组件通过检测其何时泄漏、破裂或以其他方式失效而例如用于飞行器的气体涡轮引擎，并且能够至少最大程度减轻该失效的后果，例如防止火灾或其他引擎或部件故障。
背景技术
气体涡轮引擎油系统通常是全流动再循环系统，该系统必须在所有可预见的操作条件下提供对所有引擎轴承、齿轮和驱动花键的充分润滑和冷却。完整的油系统往往被分成三个主要区域：a)进油和冷却；b)回油；c)排气、脱气和通气系统。在每个区域中，油(或油-空气混合物)经过引擎内的空气流动路径进行传输。为了将点燃的风险降到最低，任何油-空气混合物都需要保持在自燃温度以下。
气体涡轮引擎的油系统通常包括多种管道。非常希望的是，该管道中的任何单个泄漏都不会中断向引擎、尤其是向需要保持良好润滑以最佳地运行并使任何磨损最小化的轴承供油。某些漏油也能够造成火灾危险。
因此，需要提供一种油管组件，该油管组件检测油管失效并且在可能的情况下，能够遏制任何失效，至少直到能够进行适当的维修时。在飞行器的气体涡轮引擎中，尤其是在用于民用航空的那些气体涡轮引擎中，这种需要可能是迫切的，在这些情况下，飞行器通常长距离运输大量的人。乘客和机组人员的安全始终至关重要。此外，将飞行改道以对油管进行重大维修将严重干扰他们的旅行，并经常使航空公司和旅行保险公司承担巨额费用。
欧洲专利申请EP 2042691A2公开了使用双层管来供应气体涡轮引擎中的润滑剂供应。油管直接连接到接收歧管中用于将油供应到内部轴承室，该管由次级容纳构件围绕，该次级容纳构件在内部歧管端部处密封并且在其另一端部处在相对安全的区域中开口，在该相对安全区域中，泄漏的流体将是可观察的。这种布置结构降低了漏油的风险，因为任何泄漏往往都被传递到点燃可能性大大降低的区域。
本公开提供了一种油管组件，该油管组件至少提供了对已知油管组件的有用的替代方案。
发明内容
本公开提供了如所附权利要求中阐述的油管组件、用于检测泄漏的方法以及气体涡轮引擎。
在第一方面，提供了一种用于具有油系统的气体涡轮引擎的油管组件，所述油管组件包括：第一管，所述第一管在所述气体涡轮引擎的供油装置与轴承室之间限定第一流体通道；第二管，所述第二管容纳所述第一管并在所述第一管与所述第二管之间限定第二流体通道，所述第二流体通道被供应有冷却空气；限流器，所述限流器从所述第二管延伸并在流体流入所述气体涡轮引擎的通气器之前限制所述流体从所述第二流体通道通过；压力传感器和温度传感器，其位于所述限流器附近以检测和测量所述限流器附近的空气压力和空气温度的变化；以及控制器，当所述压力传感器和所述温度传感器检测到所述限流器附近的空气压力和空气温度升高时，所述控制器发送信号通知在所述第一管或所述第二管中发生了泄漏。
所述油管组件确保在引擎的很大程度上不可接近的热且加压的部分中沿着所述第一管或所述第二管的任何部分的泄漏将产生高压和高温事件，所述事件在引擎的温度和压力通常接近大气温度和压力的部分中被局部化且容易地检测到。
所述油管组件可遏制管失效，直到能够进行适当的维修。非常希望的是，所述管道中的任何单个泄漏都不会中断向引擎的供油，不会造成火灾危险，也不需要飞行器转场寻求紧急维修。
所述油管组件可以被构造成使得如果所述第一管泄漏，则来自所述第一管的油流入腔体中并且被回收且回送到所述气体涡轮引擎的所述油系统中。
所述油管组件可以被构造成使得如果所述第二管泄漏，则来自所述第二管的空气流入所述通气器中并且被排放到机外。
所述限流器可以是包括限流器流体通道的细长元件，其中所述限流器流体通道的平均直径小于所述第二流体通道的平均直径。
控制器可以根据所述限流器附近的压力和温度测量值的变化来确定所述泄漏的位置。
在第二方面，提供了一种用于检测气体涡轮引擎的油管中的泄漏的方法，所述方法包括以下步骤：(a)提供根据第一方面所述的油管组件；(b)检测并测量所述油管组件的限流器附近的空气压力和空气温度的任何变化；以及(c)当所述油管组件的压力传感器和温度传感器检测到所述限流器附近的空气压力和空气温度升高时，发送信号通知在所述油管组件的第一管或第二管中发生了泄漏。
所述方法可以进一步包括从压力和空气温度测量值中识别在所述第一管或所述第二管中是否发生了泄漏。
所述方法可以进一步包括从所述压力和空气温度测量值中识别在所述第一管或所述第二管中是否发生了泄漏，并且如果是，则识别发生泄漏的位置。
在第三方面，提供了包括根据第一方面所述的油管组件的气体涡轮引擎。
所述气体涡轮引擎可以包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴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。
在本说明书通篇和随后的权利要求中，除非上下文另有要求，否则词语“包括”或诸如“包括”和“包含”的变型将被理解为暗示包括所述整数或整数组但不排除任何其他所述整数或整数组。
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配置成(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配置成(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：0.28、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导管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。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于引擎核心的径向外部。旁路导管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(可以被称为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(NGV)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导管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的范围内。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：前进马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度-55℃。还仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.85；压力为24000Pa；以及温度为-54℃(其可为35000英尺下的标准大气条件)。
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是图1所示的气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是图1和图2所示的气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4是图1至图3所示的气体涡轮引擎的轴颈轴承的示意性截面图，该轴颈轴承由若干个双层油管提供的油润滑。图4显示了本公开的油管组件。
图5示意性地描绘了多种构型，可以通过这些构型将空气供应到本公开的油管组件。
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。
图1示出了具有主旋转轴线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以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备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并限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
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。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，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴27(即，不包括驱动风扇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，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，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配置。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，这意味着穿过旁路导管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，穿过旁路导管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(与旋转轴线9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。
现在更具体地转向可以例如在这种气体涡轮中使用的本公开的油管组件。参照附图的图4描述油管组件的实施方案。
图4是诸如如上所述的齿轮传动式涡轮风扇飞行器的气体涡轮引擎10的轴颈轴承50的示意性截面图。轴颈轴承50被容纳在轴承室55中，并通过经由本公开的一个或多个油管组件100供应由气体涡轮引擎中的一个或多个供油装置(未示出)供应的油60而保持润滑。图4示出了三个这样的油管组件，其中两个仅部分地示出，但是通常从周向围绕轴承室55的多个油管组件向轴颈轴承供油。
本公开的油管组件100可以被提供给向轴颈轴承50(或其他类型的油润滑轴承)供应的每个油管62。
油管组件100具有第一管105，该第一管限定第一流体通道110，该第一流体通道将供油装置(未示出)连接到轴承室55。第一流体通道110主要旨在作为油通道。第二管115容纳第一管105，并且在第一管105(更具体地，第一管105的外表面)与第二管115(更具体地，第二管115的内表面)之间形成第二流体通道120，从而形成双层管125。该双层管具有朝向轴承室55取向的第一端130和背离轴承室55取向的第二端135。冷却空气137进入双层管125的第一端130，并经由第二流体通道120流向双层管125的第二端135。第二流体通道120主要旨在作为空气通道。
限流器140从双层管125的第二端135延伸，并且限制或减少流体从第二流体通道120通过。限流器可以呈多种形式，例如，它可以是包括限流器流体通道145的细长元件，其中，限流器流体通道的平均直径小于第二流体通道120的平均直径。限流器140可以是大体上圆柱形的。限流器流体通道145也可以是大体上圆柱形的。该限流器140的目的将在下面说明。压力传感器150和温度传感器155位于限流器140附近。
提供压力传感器150以检测和测量限流器140附近的空气压力变化。压力传感器可以呈适于该目的的各种形式，并且被相应地定位和配置。
提供温度传感器155以检测和测量限流器140附近的空气温度的变化。温度传感器可以呈适于此目的的各种形式，并且相应地定位和配置。
本公开的油管组件100还具有控制器160，该控制器可以位于压力传感器150和温度传感器155附近，或者可以适当地位于引擎中的其他位置。控制器分别从压力传感器150和温度传感器155接收空气压力和空气温度数据。它将这些数据中的某些变化解释为指示油管组件发生了泄漏、破裂或以其他方式失效。并且当注意到任何这种失效时，控制器160通常经由电子引擎控制器(EEC)向驾驶舱提供适当的警告信号。
控制器可以具有各种形式。在某些实施方案中，它们可以包括可以彼此通信的处理器(未示出)和存储器(未示出)。存储器可以包括可由处理器执行以执行控制器的逻辑的计算机可执行指令。又如，油管组件可以包括模数转换器，以处理来自压力传感器150和/或温度传感器155的信号。控制器可以通过有线连接和/或无线连接可通信地耦接到压力传感器和/或温度传感器。
处理器可与用户界面通信，该用户界面可向操作者指示与油管组件相关联的各种参数的值。
处理器可以是执行逻辑操作的任何装置。处理器可包括通用处理器、中央处理单元、专用集成电路(ASIC)、数字信号处理器、现场可编程门阵列(FPGA)、数字电路、模拟电路、控制器、微控制器、任何其他类型的处理器、或它们的任何组合。处理器可包括一个或多个部件，该一个或多个部件能够操作以执行在存储器中体现的计算机可执行指令或计算机代码。
控制器160的逻辑可在包括硬件或者硬件和软件的组合的一个或多个模块中实现。例如，每个模块可包括专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)、电路、数字逻辑电路、模拟电路，分立电路、门或任何其他类型的硬件的组合，或它们的组合。另选地或除此之外，每个模块可包括例如存储器硬件(诸如存储器的一部分)，该存储器硬件包括能够由处理器或其他处理器执行以实现模块的一个或多个特征的指令。控制器的一些特征可以存储在计算机可读存储介质中(例如，作为实现为计算机可执行指令的逻辑或作为存储器中的数据结构)。
控制器的处理能力可分布在多个实体之间，诸如分布在多个处理器和存储器之间，可选地包括多个分布式处理系统。参数、数据库和其他数据结构可以被单独地存储和管理，可以被结合到单个存储器或数据库中，可以被以很多不同的方式逻辑并物理地组织，并且可以被使用不同类型的数据结构(诸如链接表、散列表或隐式存储机构)来实现。诸如程序或电路的逻辑可以在多个程序间组合或拆分，可以分布在若干个存储器和处理器上，并且可以在诸如共享库(例如，动态链接库(DLL))的库中实现。
限流器140相对于双层管125、压力传感器150和/或温度传感器155的构造和配置在本公开的油管组件100的操作中相互作用。油管组件100被构造成使得如果第一管105或第二管115沿它们相应的长度在任何点处泄漏、破裂或以其他方式失效，则温度和压力将在双层管125中朝向限流器140聚集，并且这些增加将由压力传感器150和温度传感器155检测到，并且控制器160将发送信号通知任何适当的警告。以此方式，油管组件确保在引擎的很大程度上不可接近的热且加压的部分中沿着第一管105或第二管115的任何部分的泄漏将产生高压和高温事件，该事件在引擎的温度和压力通常接近大气温度和压力的部分中被局部化且容易地检测到。
检测压力和温度两者的变化使得油管组件100能够区分第一管105中的失效和/或第二管115中的失效。单独测量限流器140附近的温度变化将使油管组件能够检测管失效，但是在大多数情况下，不能明显看出失效是发生在第一管105中还是发生在第二管115中。类似地，单独测量限流器140附近的压力变化将使系统能够检测管失效，但是在大多数情况下，不能明显看出失效是发生在第一管105中还是发生在第二管115中，尤其是在飞行中在缓冲液与回油压力之间可能存在微小差异的某些时候。压力和温度测量值的组合甚至可以指示泄漏在第一管105或第二管115中的位置。
如上所述，本公开的油管组件100可遏制管失效，直到能够进行适当的维修。非常希望的是，所述管道中的任何单个泄漏都不会中断向引擎的供油，不会造成火灾危险，也不需要飞行器转场寻求紧急维修。
如果第一管105泄漏、破裂或以其他方式失效，则向轴承室55的供油将不会中断，因为来自第一管105的油将简单地流入(完整的)第二管115中并通过第二流体通道120流向双层管125的第二端135并且被回收且回送到气体涡轮引擎10的油系统中。该失效将由油管组件100检测到，并根据压力传感器150和温度传感器155得到的压力和温度测量值识别为第一管105中的失效。该数据还可以至少指示泄漏在第一管中的位置。第一管将需要在飞行器的下一次飞行之前进行维修，但是没有必要将当前飞行转移到最近的机场以进行紧急维修。通过回收从第一管105泄漏的油，油系统没有理由发出低油压警告，该低油压警告通常需要空中关机(IFSD)，即在飞行中关闭气体涡轮引擎。此外，通过检测并解决漏油，油管组件可以防止引擎轴承结构中开始起火。
如果第二管115泄漏、破裂或以其他方式失效，则将不中断向轴承室55的供油，因为来自第二管115的冷却空气将简单地流入与将空气排放到机外的通气器(也称为空气-油分离器)连通的轴承腔中。该失效将由油管组件检测到，并根据压力传感器150和温度传感器155得到的压力和温度测量值识别为第二管115中的失效。该数据还可以至少指示泄漏在第二管中的位置。第二管将需要在飞行器的下一次飞行之前进行维修，但是没有必要将当前飞行转移到最近的机场以进行紧急维修。
在图4所示的油管组件的构型中，空气从合适的空气源(例如从压缩机之一流出)被供应到双层管125的第二管115内的第二流体通道120。
图5示意性地描绘了可以将冷却空气137供应到本公开的油管组件的四种替代方式。从左到右，这些构型被方便地称为(a)区域开口，(b)流动热通气孔，(c)流动缓冲液，和(d)密封构型。这些构型包括环面170、喷嘴导向轮叶175、包含热和高压空气的HP5 180、热通气孔185和包含用于冷却轴承室的冷却空气的缓冲液190。
虽然本公开的油管组件已经在上面参考了其在飞行器的气体涡轮引擎中的用途，更具体地，参考了向齿轮传动式涡轮风扇飞行器的涡轮的轴颈轴承供油进行了描述，但是该系统可以在各种涡轮机械中的其他地方使用，或者实际上可以在包括油管的其他应用中使用。当检测并理想地遏制油管中的泄漏时，该油管组件特别有用，在油管中供油中断能够影响安全性和/或中断操作。
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。

Claims (10)

1.一种用于具有油系统的气体涡轮引擎的油管组件，所述油管组件包括：
第一管，所述第一管在所述气体涡轮引擎的供油装置与轴承室之间限定第一流体通道；
第二管，所述第二管容纳所述第一管并在所述第一管与所述第二管之间限定第二流体通道，所述第二流体通道被供应有冷却空气；
限流器，所述限流器从所述第二管延伸并在流体流入所述气体涡轮引擎的通气器之前限制所述流体从所述第二流体通道通过；
压力传感器和温度传感器，其位于所述限流器附近以检测和测量所述限流器附近的空气压力和空气温度的变化；和
控制器，当所述压力传感器和所述温度传感器检测到所述限流器附近的空气压力和空气温度升高时，所述控制器发送信号通知在所述第一管或所述第二管中发生了泄漏。
2.根据权利要求1所述的油管组件，其中所述油管组件被构造成使得如果所述第一管泄漏，则来自所述第一管的油流入腔体中并且被回收且回送到所述气体涡轮引擎的所述油系统中。
3.根据权利要求1所述的油管组件，其中所述油管组件被构造成使得如果所述第二管泄漏，则来自所述第二管的空气流入所述通气器并且被排放到机外。
4.根据权利要求1所述的油管组件，其中所述限流器是包括限流器流体通道的细长元件，其中所述限流器流体通道的平均直径小于所述第二流体通道的平均直径。
5.根据权利要求4所述的油管组件，其中所述控制器根据所述限流器附近的压力和温度测量值的变化来确定所述泄漏的位置。
6.一种用于检测气体涡轮引擎的油管中的泄漏的方法，所述方法包括以下步骤：
(a)提供根据权利要求1所述的油管组件；
(b)检测并测量所述油管组件的限流器附近的空气压力和空气温度的任何变化；以及
(c)当所述油管组件的压力传感器和温度传感器检测到所述限流器附近的空气压力和空气温度升高时，发送信号通知在所述油管组件的第一管或第二管中发生了泄漏。
7.根据权利要求6所述的方法，还包括从压力和空气温度测量值中识别在所述第一管或所述第二管中是否发生了泄漏。
8.根据权利要求6所述的方法，还包括从所述压力和空气温度测量值中识别在所述第一管或所述第二管中是否发生了泄漏，并且如果是，则识别发生泄漏的位置。
9.一种气体涡轮引擎，所述气体涡轮引擎包括根据权利要求1所述的油管组件。
10.根据权利要求9所述的气体涡轮引擎，其中所述气体涡轮引擎包括引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴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。
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