CN114991962A - 燃气涡轮发动机热管理 - Google Patents

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布兰登·韦恩·米勒
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帕特里克·迈克尔·马利南
罗伯特·乔恩·麦奎斯顿
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Abstract

提供了一种控制航空燃气涡轮发动机的冷却的冷却空气系统的方法。该方法包括：接收指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合；响应于接收的指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合，修改冷却的冷却空气系统的冷却能力。

Description

燃气涡轮发动机热管理
技术领域
本公开内容涉及一种燃气涡轮发动机热管理系统。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括涡轮机和转子组件。燃气涡轮发动机，如涡轮风扇发动机，可用于飞行器推进。涡轮机一般以串行流动顺序包括具有一个或多个压缩机的压缩机区段、燃烧区段和具有一个或多个涡轮的涡轮区段。在涡轮风扇发动机的情况下，转子组件可被构造为风扇组件。
为了使涡轮区段的一个或多个涡轮的温度保持在最大操作温度极限以下，至少某些燃气涡轮发动机绕过燃烧区段，将空气流从压缩机区段提供给涡轮区段的一个或多个涡轮的一个或多个部件。然而，使用来自压缩机区段的气流会降低压缩机区段的效率，从而降低燃气涡轮发动机的效率。因此，降低冷却涡轮区段所需的来自压缩机区段的气流量的燃气涡轮发动机冷却系统将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或从描述中明显看出，或通过本发明的实践得知。
在本公开内容的一个示例性方面，提供了一种控制航空燃气涡轮发动机的冷却的冷却空气系统的方法。该方法包括：接收指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合；以及响应于接收的指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合，修改冷却的冷却空气系统的冷却能力。
参照下面的描述和所附的权利要求书，本发明的这些和其他特点、方面和优点将得到更好的理解。纳入本说明书并构成其一部分的附图说明了本发明的实施例，并与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
本说明书参考附图阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且能够公开的内容，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开内容的一个示例性方面的燃气涡轮发动机的横截面图。
图2是根据本公开内容的另一个示例性方面的燃气涡轮发动机的横截面图。
图3是根据本公开内容的示例性方面的冷却的冷却空气(CCA)系统的特写示意图。
图4是根据本公开内容的示例性方面的具有集成在其中的CCA热交换器的热总线的示意图。
图5是根据本公开内容的示例性方面的第一冷却流体供应器和第一CCA热交换器的示意图。
图6是根据本公开内容的示例性方面的第二冷却流体供应器和第二CCA热交换器的示意图。
图7是根据本公开内容的示例性方面的可拆卸地联接在燃气涡轮发动机内的冷却流体供应器和CCA热交换器的示意图。
图8是根据本公开内容的示例性方面的操作CCA系统的方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的现有实施例，附图中图示了其中的一个或多个示例。详细描述使用数字和字母名称来指代附图中的特征。在附图和描述中，相似或类似的名称被用来指代本发明的相似或类似部分。
“示例性”一词在这里的意思是“作为示例、实例或说明”。任何在此被描述为“示例性”的实施方式不一定被理解为比其他实施方式更优选或更有利。此外，除非特别指出，本文描述的所有实施例都应被视为示例性的。
正如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以区分一个部件和另一个部件，而不是为了表示各个部件的位置或重要性。
术语“前方”和“后方”指的是燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且指的是燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，就燃气涡轮发动机而言，前方是指靠近发动机进气口的位置，后方是指靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的方向。例如，“上游”指的是流体流自的方向，而“下游”指的是流体流向的方向。
术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接，除非本文另有规定。
单数形式的“一”、“一个”和“该”包括复数，除非上下文有明确规定。
本文在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言被应用于修改可以允许变化而不导致与之相关的基本功能改变的任何定量表示。因此，由一个或多个术语，例如“约”、“近似”和“基本上”，所修改的值并不限于指定的精确值。至少在某些情况下，近似的语言可以对应于测量该值的仪器的精度，或构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似的语言可以指在1、2、4、10、15或20％的幅度内。这些近似幅度可适用于单一值、限定数值范围的任一或两个端点，和/或端点之间的范围的幅度。
在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这种范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围都包括端点，而端点彼此是可以独立组合的。
本公开内容大体与燃气涡轮发动机有关，该燃气涡轮发动机具有冷却的冷却空气(“CCA”)系统，用于将来自燃气涡轮发动机的压缩机区段的冷却空气提供给燃气涡轮发动机的涡轮区段，以将涡轮区段的一个或多个部件保持在最大操作温度极限内。燃气涡轮发动机被构造为基于一个或多个参数来修改CCA系统的冷却能力。这样可以允许发动机降低在CCA系统上消耗的不必要的冷却资源，从而使燃气涡轮发动机的效率更高。
例如，在某些示例性方面，燃气涡轮发动机被构造为接收指示航空燃气涡轮发动机的一个或多个环境状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的故障状况的数据或其组合。燃气涡轮发动机可被构造为响应于该接收数据而修改CCA系统的冷却能力。
在某些实施例中，修改CCA系统的冷却能力可包括修改可用于CCA系统的冷却量或修改由CCA系统提供的CCA气流的冷却能力(例如，修改CCA气流的温度和/或质量流速)。
例如，燃气涡轮发动机可以修改提供给CCA系统的CCA热交换器的一个或多个冷却流。此外，或者说，如果CCA系统被集成到热总线中，则燃气涡轮发动机可以修改提供给散热器热交换器的冷却流体的量(其可以冷却随后提供给CCA热交换器的冷却流体)、提供给热源热交换器的加热流体的量(减少随后提供给CCA热交换器的冷却流体的加热)、通过热总线提供给CCA热交换器的热流体的量、或其组合。
此外，在其他实施例中，修改CCA系统的冷却能力可包括调换航空燃气涡轮发动机的硬件组件。例如，在某些示例性方面，修改可用的冷却量可包括增加向CCA系统提供冷却流体流的冷却供应器的管道尺寸，增加CCA热交换器的热交换器尺寸，等等。
例如，可以理解的是，基于发动机的环境状况和/或发动机的操作状况，CCA系统所需的冷却量可能会改变。同样，随着发动机的劣化和提供给CCA系统的压缩机气流增加，对于相同的发动机功率输出量，CCA系统所需的冷却量也会增加。以这种方式，可以理解的是，包含一个或多个这些系统的燃气涡轮发动机可以通过只利用用于CCA系统的必要的冷却量而更有效地操作。此外，当本公开的系统和方法包括调换硬件时，这可能导致在例如发动机的寿命的早期部分产生更轻的航空燃气涡轮发动机。
现在参考图1，提供了可能结合本公开内容的一个或多个创造性方面的燃气涡轮发动机的示例性实施例的横截面图。特别是，图1的示例性燃气涡轮发动机被构造为单个非管道式转子发动机10，其限定了轴向方向A、径向方向R和周向方向C。如图1所示，发动机10采用开放式转子推进系统的形式，并且具有转子组件12，转子组件12包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的翼型件的阵列，并且更具体地包括围绕发动机10的中心纵向轴线14布置的转子叶片16的阵列。
此外，正如下文将详细解释的那样，发动机10还包括非旋转的轮叶组件18，其定位于转子组件12的后方(即，相对于中心轴线14不旋转)，其包括也围绕中心轴线14布置的翼型件的阵列，更特别的是包括围绕中心轴线14布置的轮叶20的阵列。
转子叶片16典型地以等距关系围绕中心线14布置，并且每个叶片都有根部22和尖端24，以及限定在两者之间的跨度。同样，轮叶20也典型地以等距关系围绕中心线14布置，并且每个轮叶具有根部26和尖端28，以及限定在两者之间的跨度。转子组件12还包括位于多个转子叶片16前方的毂44。
此外，发动机10包括具有核心(或高压/高速系统)和低压/低速系统的涡轮机30。可以理解的是，正如本文所使用的，术语“速度”和“压力”在高压/高速系统和低压/低速系统方面是可以互换使用的。此外，可以理解的是，术语“高”和“低”在同一上下文中用于区分两个系统，并不意味着任何绝对速度和/或压力值。
核心一般包括高速压缩机34、高速涡轮36以及在其间延伸并连接高速压缩机34和高速涡轮36的高速轴38。高速压缩机34、高速涡轮36和高速轴38可统称为发动机的高速线轴。此外，燃烧区段40位于高速压缩机34和高速涡轮36之间。燃烧区段40可以包括一个或多个构造，用于接收燃料和空气的混合物，并提供通过高速涡轮36的燃烧气体流，以驱动高速线轴。
低速系统类似地包括低速涡轮42、低速压缩机或增压器44以及在低速压缩机44和低速涡轮42之间延伸并连接低速压缩机44和低速涡轮42的低速轴46。低速压缩机44、低速涡轮42和低速轴46可统称为发动机的低速线轴。
尽管发动机10被描述为低速压缩机44定位于高速压缩机34的前方，但在某些实施例中，压缩机34、44可以是相互交错的布置。此外，或者说，尽管发动机10被描述为高速涡轮36定位于低速涡轮42的前方，但在某些实施例中，涡轮36、42也可以类似地是相互交错的布置。
仍然参照图1，涡轮机30一般被包在整流罩48中。此外，可以理解的是，整流罩48至少部分地限定了进气口50和排气口52，并包括在进气口50和排气口52之间延伸的涡轮机械流动路径54。进气口50在所示的实施例中是环形或轴对称的360度进气口50，位于转子叶片组件12和固定或静止轮叶组件18之间，并为进入的大气空气提供路径，以沿着径向方向R进入导向轮叶28内侧的涡轮机械流动路径54(以及压缩机44、34、燃烧区段40和涡轮36、42)。这样的位置可能出于各种原因是有利的，包括管理结冰性能以及保护进气口50免受操作中可能遇到的各种物体和材料。
然而，在其他实施例中，进气口50可以定位在任何其他合适的位置，例如，在轮叶组件18的后方，以非轴对称的方式布置，等等。
简而言之，可以理解的是，发动机10通常被构造为“高旁路燃气涡轮发动机”。以这样的方式，发动机10可以限定旁路比，为至少6:1，例如至少8:1，例如至少10:1，例如至少12:1，例如高达28:1。如本文所使用的，术语旁路比一般是指通过转子组件12的越过整流罩48的气流与通过进气口50的气流的比。高旁路比的发动机通常被设计用于更有效的操作。
如图所示，转子组件12由涡轮机30驱动，更具体地说，由低速线轴驱动。更具体地说，还是在图1所示的实施例中，发动机10包括动力齿轮箱56，并且转子组件12由涡轮机30的低速线轴越过动力齿轮箱56驱动。以这种方式，转子组件12的旋转的转子叶片16可以围绕轴线14旋转，并产生推力来推动发动机10，从而在向前方向上推动与其相关的飞行器。
动力齿轮箱56可以包括个齿轮组，用于降低低速线轴相对于低速涡轮42的旋转速度，从而使转子组件12可以以比低速线轴更慢的旋转速度旋转。
如上文简要提到的，发动机10包括轮叶组件18。轮叶组件18从整流罩48延伸，并定位于转子组件12的后方。轮叶组件18的轮叶20可以安装在静止的框架或其他安装结构，并且不相对于中心轴线14旋转。如图1所示，转子组件12位于涡轮机30的前方，呈“拉动”构造，并且排气管52位于导向轮叶28的后方。正如可以理解的那样，轮叶组件18的轮叶20可以被构造为从转子组件12拉直气流(例如，降低气流中的旋流)以提高发动机10的效率。例如，轮叶20的尺寸、形状和构造可以使来自转子叶片16的气流赋予反作用的旋流，以便在两排翼型件(例如，叶片16、轮叶20)后方的下游方向上，气流的旋流程度大大降低，这可以转化为提高诱导效率的水平。
仍然参考图1，可以期望的是，转子叶片16、轮叶20或两者都包含桨距变化机构，这样，翼型件(例如，叶片16、轮叶20等)可以独立或相互结合地相对于桨距旋转轴线进行旋转。这种桨距变化可用于在各种操作状况下改变推力和/或旋流效应，包括调整在转子叶片16上产生的推力的幅度或方向，或提供推力逆转特征，这在某些操作状况下可能是有用的，如在飞行器着陆时，或理想地调整至少部分由转子叶片16、轮叶20或来自转子叶片16相对于轮叶20的空气动力相互作用所产生的声学噪音。更具体地说，对于图1的实施例，转子组件12被描述为具有桨距变化机构58，用于使转子叶片16围绕它们相应的桨距轴线60旋转，而轮叶组件18被描述为具有桨距变化机构62，用于使轮叶20围绕它们相应的桨距轴线64旋转。
然而，可以理解的是，图1中描述的示例性单个转子非管道式发动机10只是举例说明，并且在其他示例性实施例中，发动机10可以有任何其他合适的构造，包括，例如，任何其他合适数量的轴或线轴、涡轮、压缩机等；固定桨距的叶片16、20，或两者；直接驱动构造(即，可以不包括齿轮箱56)；等等。
此外，或者说，在其他示例性的实施例中，可以提供任何其他合适的燃气涡轮发动机。例如，在其他示例性实施例中，燃气涡轮发动机可以是管道式涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、混合流涡轮风扇或涡轮喷气发动机等。此外，例如，尽管该发动机被描述为单个非管道式转子发动机，但在其他实施例中，该发动机可以包括多级开放式转子构造，并且下文中描述的公开内容的各个方面可以结合在其中。
此外，还是在其他示例性实施例中，发动机10可以被构造为管道式涡轮风扇发动机。例如，简要地参考图2，描述了根据本公开内容的另一个示例性实施例的发动机10。图2的示例性实施例以与上述关于图1的示例性发动机10基本上相同的方式被构造，并且相同或类似的参考数字可指相同或类似的部件。然而，正如可以理解的那样，对于所示的实施例，发动机10进一步包括机舱80，机舱80至少部分地周向包围转子组件12和涡轮机30，在它们之间限定了旁路通道82。
现在回到图1，可以进一步理解，示例性发动机10包括从压缩机延伸到整流罩48上方的旁路气流的管道84。在某些示例性实施例中，管道84可以构造为用于在某些操作期间从压缩机区段排出气流的排出气流管道。此外，或者说，管道84可以被构造为第三流。通过这样的构造，管道84可以是环形管道，用于在整流罩48上提供额外的气流，为发动机10产生额外的推力。无论如何，对于所示的实施例，发动机10进一步包括阀85和热交换器86。阀85可以调节通过管道84的气流。热交换器86可以与通过管道84的气流热连通。
此外，示例性发动机10包括燃料系统88。燃料系统88一般可包括燃料源90和一个或多个燃料管线91。一个或多个燃料管线91被构造为将燃料流从燃料源90提供到发动机10的燃烧区段40。
此外，示例性燃气涡轮发动机10可操作地连接到控制器94。控制器94可以是发动机10的发动机控制器(例如，全权限数字发动机控制控制器)，可以是飞行器控制器，可以是专用于电力系统100的控制器，等等。
控制器94可被构造为在发动机10的操作期间接收指示发动机10的各种操作状况和参数的数据。例如，从图1可以理解，发动机10包括一个或多个传感器96，该传感器96被构造为感测指示发动机10的各种操作状况和参数的数据，例如旋转速度、温度、压力、振动等。例如，一个或多个传感器96可以感测指示发动机10内的温度参数的数据，例如排气温度、涡轮进气口温度(测量到第一级的涡轮转子叶片的进气口的温度，也称为“T41”)、压缩机出口温度(也称为“T3”)等。
此外，或者说，一个或多个传感器96可以感测指示发动机10的速度的数据，例如低压系统的旋转速度、高压系统的旋转速度、转子区段12的旋转速度等。以这种方式，传感器96可以感测指示发动机的操作状况的数据，例如操作模式(例如，起飞操作模式、爬升操作模式、巡航操作模式、下降操作模式等)。
此外，对于所示的实施例，一个或多个传感器96包括环境状况传感器，用于感测指示一个或多个环境状况的数据，例如环境温度、环境压力、环境海拔等。
可以理解的是，图1中描述的示例性传感器96只是以示例的方式提供。在其他示例性的实施例中，传感器96可以定位在任何其他合适的位置，可以包括任何其他合适数量的传感器96，并进一步可以被构造为感测任何其他数据。
此外，正如从本文的描述中可以理解的，控制器94也可以被构造为接收其他源的数据，例如来自包含发动机的飞行器的数据，例如来自包含发动机的飞行器的一个或多个传感器的数据。
特别参照控制器94的操作，在至少某些实施例中，控制器94可以包括一个或多个计算装置98。计算装置98可以包括一个或多个处理器98A和一个或多个存储器装置98B。一个或多个处理器98A可以包括任何合适的处理装置，例如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置和/或其他合适的处理装置。一个或多个存储器装置98B可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘、闪存驱动器和/或其他存储器装置。
一个或多个存储器装置98B可以存储可以由一个或多个处理器98A访问的信息，包括可以由一个或多个处理器98A执行的计算机可读指令98C。指令98C可以是任何一组指令，当由一个或多个处理器98A执行时，使得一个或多个处理器98A进行操作。在一些实施例中，指令98C可由一个或多个处理器98A执行，以使一个或多个处理器98A进行操作，例如控制器94和/或计算装置98被构造用于的任何操作和功能、用于操作燃气涡轮发动机10的操作(例如方法400)，如本文所述，和/或一个或多个计算装置98的任何其他操作或功能。指令98C可以是用任何合适的编程语言编写的软件，或者可以用硬件实现。此外，和/或替代地，指令98C可以在处理器98A的逻辑地和/或虚拟地独立的线程中执行。存储器装置98B可以进一步存储可由处理器98A访问的数据98D。例如，数据98D可以包括指示动力流的数据、指示发动机10/飞行器操作状况的数据和/或本文所述的任何其他数据和/或信息。
计算装置98还可以包括网络接口98E，用于例如与发动机10的其他部件、包含发动机10的飞行器、电力系统100等进行通信。例如，在所描述的实施例中，如上所述，发动机10包括一个或多个传感器96，用于感测指示发动机10和各种附件系统的一个或多个参数的数据。控制器94通过例如网络接口98E可操作地联接到这些部件，从而控制器94可以接收指示在操作期间由一个或多个传感器96感测到的各种操作参数的数据、部件的各种操作状况等，并且进一步可以例如，响应于由一个或多个传感器96感测到的数据和其他状况，提供命令以控制电力系统100的电流量和这些系统的其他操作参数。
网络接口98E可以包括用于与一个或多个网络对接的任何合适的部件，例如包括发射器、接收器、端口、控制器、天线和/或其他合适的部件。例如，在所示的实施例中，网络接口98E被构造为与这些组件进行无线通信的无线通信网络(如图1中虚线通信线所示)。
本文所讨论的技术参考了基于计算机的系统和基于计算机的系统所采取的行动以及向其发送和来自其的信息。本领域的普通技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许在各部件之间进行大量可能的构造、组合以及任务和功能的划分。例如，本文讨论的过程可以使用单个计算装置或组合工作的多个计算装置来实现。数据库、存储器、指令和应用可以在单个系统上实现，也可以分布在多个系统上。分布式部件可以按顺序或并行地操作。
仍然参考图1，现在也参考图3，提供了图1的示例性燃气涡轮发动机10的示意图，以及图1的示例性燃气涡轮发动机10的附件系统的更多细节，可以理解的是，示例性燃气涡轮发动机10进一步包括冷却的冷却空气(“CCA”)系统。
CCA系统100一般包括从压缩机区段延伸到涡轮区段的CCA管道102和CCA热交换器104。更具体地说，CCA管道102被构造为接收来自高压压缩机34的气流(CCA气流)，例如来自高压压缩机34的下游阶段的气流，例如来自高压压缩机34的出口的气流。特别是，对于所示的实施例，CCA系统100进一步包括混合室106，而CCA管道102包括入口区段108和出口区段110。入口区段108从压缩机区段延伸，并进一步包括延伸到CCA热交换器104的第一部分112和延伸到混合室106的第二部分114。入口区段108的第一部分112进一步从CCA热交换器104延伸到混合室106。以这种方式，可以理解的是，第一部分112和第二部分114通常平行延伸。
在CCA热交换器104内，通过CCA管道102的入口区段108的第一部分112的CCA气流被冷却，这将在下文中详细说明。来自入口区段108的第一部分112和入口区段108的第二部分114的CCA气流在混合室106内混合在一起。
简而言之，对于所示的实施例，CCA系统100进一步包括与入口区段108的第一部分112流体连通的气流阀116，用于控制通过CCA管道102的入口区段108的第一部分112的CCA气流的体积。以这种方式，气流阀116可以控制通过CCA管道102提供给涡轮区段的CCA气流的体积和/或温度。气流阀116可以可操作地联接到上面参考图1描述的控制器94。以这种方式，气流阀116可以控制提供给例如涡轮区段的CCA气流的冷却能力。
CCA管道102被进一步构造为向涡轮区段提供CCA气流。更具体地说，对于所示的实施例，CCA管道102进一步包括对于所示的实施例的从混合室106延伸到涡轮区段的出口区段110。CCA管道102的出口区段110被构造为向涡轮区段输送CCA气流。具体来说，如图3所示，高压涡轮一般包括第一级的涡轮转子叶片和第二级的涡轮机转子叶片。CCA管道102的出口区段110被构造为将CCA气流输送到高压涡轮36的第一级118的涡轮叶片，以及高压涡轮36的第二级120的涡轮转子叶片。
可以理解的是，图3中描绘的示例性CCA系统100只是以举例的方式提供。例如，尽管示例性CCA系统100被描述为在燃烧区段40沿径向方向R外侧的位置从压缩机区段延伸到涡轮区段，但在其他实施例中，CCA系统100可被构造为在燃烧区段40沿径向方向R内侧的位置向涡轮区段输送CCA气流。此外，尽管CCA系统100被描述为向第一级118的涡轮叶片提供冷却气流，但在其他实施例中，CCA气流可用于冷却任何其他合适的部件，例如任何其他涡轮机转子部件(例如，高压压缩机部件、低压涡轮部件)、排气系统、结构部件(例如框架或例如壳体，例如某些间隙控制系统)或油冷却系统。
仍然参考图3，示例性的燃气涡轮发动机10进一步包括冷却流体供应器122，用于向CCA热交换器104提供冷却流体流。具体来说，对于所示的实施例，冷却流体供应器122包括冷却流体源124、冷却流体管道126和冷却流体阀128。冷却流体源124可以通过冷却流体管道126向CCA热交换器104提供冷却流体流。在CCA热交换器104内，冷却流体可以接受来自CCA气流的热量，降低CCA气流的温度。冷却流体阀128可以控制从冷却流体源124通过冷却流体管道126到CCA热交换器104的冷却流体流的体积。以这种方式，冷却流体阀128可以控制CCA系统100的冷却能力，更具体地说可以控制可用于CCA系统100的冷却量。冷却流体阀128也可以与上面参照图1描述的控制器94可操作地连接。
特别是，正如将从本文的描述中理解的，燃气涡轮发动机10可以被构造为接收指示燃气涡轮发动机10的环境状况的数据、指示燃气涡轮发动机10的劣化参数的数据、指示燃气涡轮发动机10的操作状况的数据，或其组合。作为响应，燃气涡轮发动机10可以被构造为响应于接收的数据而修改CCA系统100的冷却能力。在某些示例性实施例中，发动机10可通过利用控制器94打开或关闭冷却流体阀128来修改可用于CCA系统100的冷却量和/或可以致动阀116以改变CCA气流的冷却能力。
以这种方式，燃气涡轮发动机10可以通过基于该接收的数据只提供CCA系统100所需的冷却量来节约能量，从而使燃气涡轮发动机10更加高效。
例如，响应于接收指示环境状况为热天或高海拔中的一种或多种的数据，燃气涡轮发动机10可以增加可用于CCA系统100的冷却量，以使CCA系统100充分冷却涡轮区段，特别是将涡轮区段的一个或多个部件的温度保持在其相应的最大操作温度范围内。
此外，或替代性地，响应于接收指示燃气涡轮发动机10的劣化参数的数据，该劣化参数指示燃气涡轮发动机10已经劣化到超过按设计的状况，燃气涡轮发动机10可以增加可用于CCA系统100的冷却量，以允许CCA系统100充分冷却涡轮区段。可用于CCA系统100的冷却量的增加可以与劣化参数所指示的劣化程度成比例。特别是，可以理解的是，随着燃气涡轮发动机10的劣化，作为例如燃气涡轮发动机10的压缩机区段内的效率降低的结果，从压缩机区段提供的CCA气流可能以较高的温度(与按设计操作的发动机相比)开始。因此，为了向涡轮区段的一个或多个部件(例如高压涡轮的第一级的涡轮转子叶片)提供理想的冷却量，将有必要向CCA热交换器104提供额外的冷却。
此外，响应于接收指示燃气涡轮发动机10的操作状况的数据，燃气涡轮发动机10可增加或降低可用于CCA系统100的冷却量。例如，响应于接收指示操作状况为低功率操作模式的数据，燃气涡轮发动机10可以降低可用于CCA系统100的冷却量。相比之下，响应于接收指示操作状况为高功率操作模式的数据，燃气涡轮发动机10可以增加可用于CCA系统100的冷却量。
更进一步，仍然是，燃气涡轮发动机10可以接收指示燃气涡轮发动机10的故障状况的数据，例如导管或管道破裂、密封失效或劣化、叶片裂开、溢流电路等中的一个或多个。作为响应，燃气涡轮发动机10可再次响应于该数据而修改可用于CCA系统100的冷却量，以使CCA系统100有效地冷却涡轮区段。例如，燃气涡轮发动机10可以响应于该接收数据而增加可用于CCA系统100的冷却量。
在上述每个示例中，燃气涡轮发动机10除了增加可用于CCA系统100的冷却外，或作为其替代，还可以通过致动阀116来增加CCA气流的冷却能力，和/或除了降低可用于CCA系统100的冷却外，或作为其替代，还可以通过致动阀116来降低CCA气流的冷却能力。下面将参照图8更详细地描述本公开的这些控制步骤的其他示例性方面。
在至少某些示例性方面，冷却流体流可以是旁路空气流(例如，来自旁路空气流动路径的空气流，例如来自旁路通道82的空气流)、燃料流(例如，来自燃气涡轮发动机10的燃料系统的燃料流)、来自热总线的热流体流、环境空气流、流动排出气流(例如，来自或通过管道84的空气流)，或其组合。一般来说，响应于上述的一个或多个数据而利用更多这样的冷却流体流来增加可用于CCA系统100的冷却，可能会导致燃气涡轮发动机10的效率降低。
例如，在至少某些示例性的实施例中，CCA系统100可以与热总线(也被称为热传输总线200)集成。现在参考图4，提供了根据本公开内容的示例性方面的热传输总线200，其中集成有CCA系统100。
热传输总线200包括流过其的中间热交换流体，并且可由一个或多个合适的流体导管形成。热交换流体可以是具有高温操作范围的不可压缩的流体。此外，替代地，热交换流体可以是单相流体，或者替代地，可以是相变流体。在某些示例性的实施例中，热交换流体可以是超临界流体，例如超临界二氧化碳。
泵202与热传输总线200中的热交换流体进行流体连通，以产生在热传输总线200中/通过热传输总线200的热交换流体流。如图2所示，泵202可以产生一般以顺时针方向通过热传输总线200的热交换流体流。
此外，示例性的热管理系统100包括与热传输总线200中的热交换流体热连通的一个或多个热源交换器204。具体来说，描述的热管理系统100包括多个热源交换器204。多个热源交换器204被构造为将热量从涡轮风扇发动机10的一个或多个附件系统(或与发动机10可操作通信)传递到热传输总线200中的热交换流体。例如，在某些示例性的实施例中，多个热源交换器204可以包括以下中的一个或多个：主润滑系统热交换器，用于从主润滑系统传递热量；ACC系统热源交换器，用于从ACC系统传递热量；发电机润滑系统热源交换器，用于从发电机润滑系统传递热量；ECS热交换器，用于从ECS传递热量；电子冷却系统热交换器，用于从电子冷却系统传递热量；蒸汽压缩系统热交换器；空气循环系统热交换器；和辅助系统热源交换器。
对于所描述的实施例，CCA系统100被集成到热总线200中，其中CCA热交换器104被构造为热源交换器204。
此外，对于所描述的实施例，有三个热源交换器204(包括CCA热交换器104)。热源交换器204各自沿热传输总线200串行流动布置。然而，在其他示例性实施例中，可以包括任何其他合适数量的热源交换器204，并且一个或多个热源交换器204可以沿热传输总线200并行流动布置(除了所描述的串行流动布置，或作为其替代)。例如，在其他实施例中，可以有与热传输总线中的热交换流体热连通的单个热源交换器204，或者，可以有与热传输总线200中的热交换流体热连通的至少两个热源交换器204、至少四个热源交换器204、至少五个热源交换器204、或至少六个热源交换器204。
此外，图4的示例性热管理系统100进一步包括与热传输总线200中的热交换流体永久或选择性地热连通的一个或多个散热器交换器206。一个或多个散热器交换器206位于多个热源交换器204的下游，并被构造为将热量从热传输总线200中的热交换流体传递到例如大气、燃料、风扇流等。例如，在某些实施例中，一个或多个散热器交换器206可以包括RAM热交换器、燃料热交换器、风扇流热交换器、排出空气热交换器、发动机中间冷却器或空气循环系统的冷空气输出中的至少一个。RAM热交换器可被构造为“空气到热交换流体”热交换器，其被集成到燃气涡轮发动机10或包括涡轮风扇发动机10的飞行器中的一个或两个。在操作期间，RAM热交换器可通过使一定量的RAM空气流过RAM热交换器，将热量从其中的任何热交换流体中移除。此外，燃料热交换器是“流体到热交换流体”热交换器，其中来自热交换流体的热量被传递到用于燃气涡轮发动机10的流体燃料流。此外，风扇流热交换器通常是“空气到热交换流体”热交换器，其使例如旁路空气在热交换流体上流动，以从热交换流体中去除热量。此外，排出空气热交换器通常是“空气到热交换流体”热交换器，其使例如来自LP压缩机的排出空气在热交换流体上流动，以去除热交换流体中的热量。
对于图4的实施例，所描述的热管理系统100的一个或多个散热器交换器206包括多个单独的散热器交换器206。更特别的是，对于图4的实施例，一个或多个散热器交换器206包括串行布置的三个散热器交换器206。这三个散热器交换器206被构造为RAM热交换器、燃料热交换器和风扇流热交换器。然而，在其他示例性实施例中，一个或多个散热器交换器206可以包括任何其他合适数量的散热器交换器206。例如，在其他示例性实施例中，可以提供单个散热器交换器206，可以提供至少两个散热器交换器206，可以提供至少四个散热器交换器206，或者可以提供至少五个散热器交换器206。此外，在其他示例性的实施例中，一个或多个散热器交换器206中的两个或更多个可以替代地被布置为彼此并行流动。
仍然参照图4中描绘的示例性实施例，多个散热器交换器206中的一个或多个和多个热源交换器204中的一个或多个选择性地与热传输总线200中的热交换流体热连通。更特别的是，所描述的热管理系统100包括多个旁路管线208，用于选择性地绕过每个热源交换器204和多个散热器交换器206中的每个散热器交换器206。每个旁路管线208在上游连接点210和下游连接点212之间延伸，上游连接点210位于相应的热源交换器204或散热器交换器206的上游，而下游连接点212位于相应的热源交换器204或散热器交换器206的下游。
此外，每个旁路管线208经由三通阀214在相应的上游连接点210与热传输总线200相接。三通阀214各自包括与热传输总线200流体连接的入口，与热传输总线200流体连接的第一出口，以及与旁路管线208流体连接的第二出口。三通阀214可以是可变吞吐量的三通阀，使得三通阀214可以改变从入口到第一出口和/或第二出口的吞吐量。例如，三通阀214可被构造为提供从入口到第一出口的百分之零(0％)到百分之百(100％)之间的热交换流体，类似地，三通阀214可被构造为提供从入口到第二出口的百分之零(0％)到百分之百(100％)之间的热交换流体。
值得注意的是，三通阀214可以与燃气涡轮发动机10和/或包括涡轮风扇发动机10的飞行器的控制器(例如，控制器94)可操作地通信。
此外，每个旁路管线208也在相应的下游连接点212与热传输总线200相接。在每个热源交换器204或散热器交换器206和下游连接点212之间，热传输总线200包括止回阀216，用于确保热交换流体的正确流动方向。更特别的是，止回阀216防止热交换流体从下游连接点212流向相应的热源交换器204或散热器交换器206。
值得注意的是，对于所示的实施例，如上所述，CCA系统100被集成到图4中描述的热管理系统中。特别是，对于所示的实施例，CCA热交换器104被构造为热源交换器204-1。这样的构造，用于响应于例如接收的数据而修改可用于CCA热交换器104的冷却量的阀128是三通阀214-1。此外，这样的构造，冷却流体供应器122包括热总线200的上游部分，包括散热器交换器206。
然而，可以理解的是，在其他示例性实施例中，CCA热交换器104可以被构造为以任何其他合适的方式接收冷却流体302。例如，现在参考图5，提供了根据本公开内容的另一个示例性实施例的CCA热交换器104和冷却流体供应器122的示意图。CCA热交换器104和冷却流体供应器122可被结合到图1或图2的发动机10，或任何其他合适的发动机10。
对于所示的实施例，冷却流体供应器122是气流管道300，具有流过其的冷却流体302流。CCA热交换器104被定位在气流管道300内，并与流经气流管道300的冷却流体302流热连通。
在图5中描绘的实施例中，基于冷却流体供应器122的结构、CCA热交换器104的尺寸或两者，可用于CCA热交换器104的冷却量可以相对固定。例如，图5中描绘的气流管道300限定了固定的横截面面积，由横截面测量值304指示。以这种方式，气流管道300可能只允许一定量的冷却流体302到达CCA热交换器104。
如上所述，在发动机的使用寿命中，CCA系统100可能需要更多的冷却，以确保它能够为发动机的涡轮区段提供所需的冷却量。在至少某些先前的燃气涡轮发动机中，CCA系统100可能已被设计为不仅在发动机是全新的、以“按设计”规格操作时，而且在发动机接近其寿命的终点并且在恶劣的环境状况(例如，热天、高海拔)下操作时，为涡轮区段提供必要的冷却量。
相比之下，对于至少某些所描绘的示例性实施例，CCA系统100和冷却流体供应器122被设计为在发动机10寿命的第一部分期间为CCA系统100提供所需的冷却量，这样CCA系统100和冷却流体供应器122可以为涡轮区段提供所需的冷却量，直到发动机10的某个阈值劣化。例如，在图5所描述的实施例中，可以理解的是，包含CCA系统100和所描绘的供应的冷却流体302的燃气涡轮发动机10的压缩机区段限定了在第一稳态操作状况期间的“按设计”的压缩机温度、在第一稳态操作状况期间的实际压缩机温度、以及在第一稳态操作状况期间的预期寿命终点的压缩机温度。此外，燃气涡轮发动机10的涡轮区段可以限定最大涡轮温度极限。
第一稳态操作状况可以是起飞操作状况或爬升操作状况。按设计的压缩机温度可以是起飞操作状况或爬升操作状况期间的按设计的压缩机出口温度，而实际的压缩机温度可以是起飞操作状况或爬升操作状况期间实际的压缩机出口温度。最大涡轮温度极限可以是高压涡轮36的第一级的涡轮转子叶片的温度极限。
可以理解的是，术语“按设计”是指在标准日操作状况期间发动机在新状况下的特定参数的值，例如，该新状况的操作时间少于100小时。同样，可以理解的是，关于预期寿命终点的压缩机温度的术语“寿命终点”是指当发动机处于需要脱翼和大修的状态(例如，需要修理或更换一个或多个叶片或轮叶，修理或更换发动机的涡轮机械流动路径内的一个或多个密封件，或类似情况)时，燃气涡轮发动机在操作状况下的预期压缩机温度。需要发动机脱翼并进行大修的发动机状态可能是在发动机的高功率操作(例如，起飞或爬升)期间，排气温度达到或超过排气温度极限的状态。
对于所示的实施例，冷却流体供应器122被构造为向CCA热交换器104提供冷却流体302流，以在起飞操作状况或爬升操作状况期间，将涡轮区段的一个或多个部件的温度保持在最大涡轮温度极限内，只要在该操作状况期间的实际压缩机温度最多是按设计的压缩机温度的1.15倍，例如最多是按设计的压缩机温度的1.1倍，例如最多是按设计的压缩机温度的1.08倍，例如最多是按设计的压缩机温度的1.06倍，并且至少直到该操作状况期间的实际压缩机温度是按设计的压缩机温度的1.03倍。例如，可以理解的是，发动机限定了在操作状况下的预期寿命终点的压缩机温度和按设计的压缩机温度之间的寿命温度上升量，以及在操作状况下的实际压缩机温度和按设计的压缩机温度之间的实际温度上升量。对于所示的实施例，冷却流体供应器122被构造为向CCA热交换器104提供冷却流体302流，以便在起飞操作状况或爬升操作状况期间，将涡轮区段的一个或多个部件的温度保持在最大涡轮温度极限内，只要该操作状况期间的实际温度上升量最多为寿命温度上升量的百分之七十(70％)，例如最多为百分之六十(60％)，并且至少直到该操作状况期间的实际温度上升量为寿命温度上升量的百分之三十(30％)。
这种限制适用于发动机在正常环境状况下的操作，以及在恶劣的环境状况下(例如，热天、高海拔)的操作。可以理解的是，这样的构造可以使CCA热交换器104和冷却流体供应器122在发动机寿命的第一部分112(例如，至少约为发动机寿命的10％，例如至少约为发动机寿命的25％，例如至少约为发动机寿命的50％)，充分冷却燃气涡轮发动机10的涡轮区段，但在发动机的寿命的后面部分或尾端则不能。
值得注意的是，尽管上面的示例是结合用于向发动机的涡轮区段提供CCA气流的CCA系统100来描述的，但在其他实施例中，CCA系统100可以另外或替代地被构造为向任何其他合适的发动机部件提供CCA气流，这样，最大涡轮温度极限可以代替地为最大部件温度极限(例如，任何其他涡轮机转子部件(例如高压压缩机部件、低压涡轮部件)、排气系统、结构部件(例如框架或例如壳体，例如某些间隙控制系统)或油冷却系统的最大温度极限)。
可以理解的是，CCA系统100可能需要在燃气涡轮发动机10的操作寿命中大幅增加。例如，在一个示例构造中，CCA系统100可能需要具有热能力，以便在按设计状态下的第一操作状况下，为第一质量的CCA空气流提供175华氏度的温度降低量，并可能进一步需要具有热能力，以便在寿命终点状态下的第一操作状况下，为第二质量的CCA空气流提供850华氏度的温度降低量。第二质量的CCA空气流可以比第一质量的CCA空气流至少大5％，例如比第一质量的CCA空气流至少大10％。CCA系统100所需的热能力的这种增加可能会因环境状况而进一步加剧。
一旦确定发动机已经劣化到图5中描述的CCA热交换器104和冷却流体供应器122可能不足以在所有预期环境状况下充分冷却燃气涡轮发动机10的涡轮区段的程度，CCA热交换器104、冷却流体供应器122或两者都可以被修改、调换和/或补充，以便CCA热交换器104和冷却流体供应器122可以提供额外的冷却能力，以在所有预期环境状况下充分冷却燃气涡轮发动机10的涡轮区段。这种情况可能发生在发动机10的大修期间，在发动机10的维护操作期间，等等。
例如，现在参考图6，在至少某些实施例中，冷却流体供应器122的冷却管道300可以调换成更大的冷却管道300，限定更大的横截面面积，以允许更多的气流通过冷却管道300。此外，替代地，CCA热交换器104可以调换成更大的CCA热交换器104，以增加CCA气流的冷却。
例如，在某些示例性实施例中，冷却管道300的横截面面积可以增加至少约10％，例如至少20％，例如至少30％，例如至少40％，例如高达200％。类似地，在至少某些实施例中，CCA热交换器104的最大能力可以增加至少约10％，例如至少20％，例如至少30％，例如至少40％，例如高达200％。在本讨论中，CCA热交换器104的最大能力是以英国热单位/小时(Btu/hr)来测量的。
现在参考图7，提供了根据本公开内容的示例性实施例的CCA热交换器104和冷却流体供应器122的横截面视图。可以理解的是，为了调换CCA热交换器104、冷却流体供应器122或两者的硬件，可能需要将这些部件可拆卸地联接在燃气涡轮发动机10内。具体来说，对于所示的实施例，冷却流体供应器122的冷却管道300可拆卸地联接在燃气涡轮发动机10内。更具体地说，对于所示的实施例，使用多个紧固件304将冷却流体供应器122的冷却管道300可拆卸地联接在燃气涡轮发动机10内。对于所示的实施例，多个紧固件304将冷却管道联接到发动机10的整流罩48，然而，在其他实施例中，冷却流体供应器122的冷却管道302可以可拆卸地联接到任何其他合适的位置。
类似地，对于所示的实施例，CCA热交换器104可拆卸地联接在燃气涡轮发动机10内。更具体地说，对于所示的实施例，CCA热交换器104也使用多个紧固件304可拆卸地联接到冷却流体供应器122的冷却管道300。然而，可以理解的是，在其他实施例中，CCA热交换器104可以替代地可拆卸地联接到燃气涡轮发动机10内任何其他合适的位置。
此外，可以理解的是，在其他示例性实施例中，可以另外或替代地进行其他硬件修改，以增加CCA系统100的冷却能力。例如，在某些示例性实施例中，硬件修改可以包括添加气流分流器以增加通过管道300的气流，添加气流冷却器以冷却通过管道300的气流等。此外，替代地，仍然，当CCA热交换器104被集成到热总线(如图4的热总线200)中时，硬件修改可以包括调换一个或多个热源交换器或散热器交换器，移除一个或多个热源交换器，添加散热器交换器等。例如，散热器热交换器可以与空气循环机一起被添加，可以通过添加蒸汽压缩机系统来增加热总线(和CCA热交换器104)的冷却能力，等等。
现在参考图8，提供用于控制航空燃气涡轮发动机的CCA系统的方法400的流程图。该示例性方法400可用于上文参照图1至图6描述的一个或多个示例性实施例。然而，在其他实施例中，该方法400可用于任何其他合适的燃气涡轮发动机。
方法400包括在(402)处，接收指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合；以及在(404)处，响应于在(402)处接收的数据，修改CCA系统的冷却能力的量。
更具体地说，对于所描述的示例性方面，在(402)处接收数据包括在(406)处，接收指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据，并且在(404)处修改CCA系统的冷却能力的量包括在(408)处，响应于在(406)处接收的指示航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据而修改CCA系统的能力的量。指示劣化参数的数据可以包括指示涡轮叶片进气口温度、排气温度或两者的数据。此外，替代地，劣化参数可以是基于发动机年龄的参数(例如，累计小时数等)，任何涡轮温度参数，或基于一个或多个这些温度和/或用于跟踪燃气涡轮发动机的劣化情况的任何其他合适参数的计算参数。
劣化参数通常表征了发动机的劣化程度。劣化通常是通过密封件的磨损、部件的损坏等发生的，这导致发动机的运行效率降低。随着发动机劣化，对于相同的发动机输出量，压缩机出口温度可能增加，类似地，对于相同的发动机输出量，T3和T41也可能增加。因此，与按设计运行的发动机相比，老发动机将需要为CCA系统提供更多的冷却，以允许CCA系统保持涡轮区段的温度低于最大涡轮温度极限(例如，保持第一级的涡轮转子叶片的温度低于第一级的涡轮转子叶片的温度极限)。
进一步对于所描述的示例性方面，在(402)处接收数据包括在(410)处，接收指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据，并且在(404)处修改CCA系统的冷却能力的量包括在(412)处，响应于在(410)处接收的指示航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据而修改CCA系统的冷却能力的量。指示环境状况的数据可以包括环境温度、环境海拔或两者。
此外，仍然，对于所描述的示例性方面，在(402)处接收数据包括在(414)处，接收指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据，并且在(404)处修改CCA系统的冷却能力的量包括在(416)处，响应于在(414)处接收的指示航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据而修改CCA系统的冷却能力的量。操作状况可以是燃气涡轮发动机的操作模式，例如起飞操作模式、爬升操作模式、巡航操作模式等。
此外，对于所描述的示例性方面，在(402)处接收数据可进一步包括在(418)处，接收指示航空燃气涡轮发动机的故障状况的数据。在这样的示例性方面，在(404)处修改CCA系统的冷却能力的量可进一步包括在(420)处，响应于在(418)处接收的指示燃气涡轮发动机的故障状况的数据而修改CCA系统的冷却能力的量。
在某些示例性方面，在(404)处修改CCA系统的冷却能力的量包括在(421)处，修改可用于冷却的冷却空气系统的冷却量。在这样的构造中，方法400可以调整CCA系统的能力，以向CCA气流提供冷却。
例如，在所描述的示例性方面，在(421)处修改可用于冷却的冷却空气系统的冷却量包括在(422)处，修改流到CCA系统的CCA热交换器的冷却流体流。冷却流体流可以是旁路空气流、燃料流、来自热总线的热流体流、环境空气流、流动排出空气流，或其组合。
例如，在(422)处修改流到CCA系统的CCA热交换器的冷却流体流可以包括：致动与管道或导管流动连通的阀，用于向CCA热交换器提供冷却流体流；致动与管道流动连通的可变几何部件，用于向CCA热交换器提供冷却流体流(例如，致动被构造为增加或降低通过管道的流体流的挡板、门、勺等等)；调节与管道或导管流动连通的一些其他流动修改装置，用于向CCA热交换器提供冷却流体流；等等。
此外，替代地，CCA热交换器可以被集成到热总线中。该热总线可包括散热器交换器。通过这样的示例性实施例，在(404)处修改可用的冷却量可进一步包括在(424)处修改热总线内的流到CCA热交换器的热流体流，和/或可进一步包括在(426)处修改热总线内的流到散热器交换器的热流体流。该散热器交换器可以是燃料散热器交换器、空气冷却的散热器交换器，或两者。以这种方式，该方法400可以直接或间接地修改CCA系统可用的冷却量。
此外，替代地，仍然在某些示例性方面，在(404)处修改可用的冷却量可以进一步包括在(425)处修改发动机的硬件构造。例如，方法400在(425)处可以调换发动机上的一个或多个硬件以改变CCA系统的冷却能力，例如安装具有增加的提供冷却流体的能力的不同的冷却流体供应器，安装不同的CCA热交换器或额外的CCA热交换器以增加CCA系统的冷却能力，改变向CCA热交换器提供冷却的热总线的构造(例如，添加冷却热交换器，移除热源热交换器，用不同能力的不同热交换器调换现有的热交换器，等等)，或其组合。
此外，除了在(421)处修改冷却的冷却空气系统可用的冷却量，或作为其替代，在(404)处修改CCA系统的冷却能力的量可进一步包括在(428)处，响应于在(402)处接收的数据，修改提供给航空燃气涡轮发动机的涡轮区段的CCA气流的热能力。在(428)处修改热能力可包括修改气流的温度，修改气流的体积，或两者。
可以理解的是，尽管该方法400被描述为向发动机的涡轮区段(例如，高压涡轮)提供CCA气流，但在其他示例性方面，该方法400可以额外地或替代地向发动机的任何其他合适位置(例如，高压压缩机、低压涡轮、任何其他旋转部件、结构、壳体等)提供CCA气流。
本书面说明使用示例来公开本发明，包括最佳模式，也使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何纳入的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并可包括本领域技术人员所想到的其他示例。这样的其他示例如果包括与权利要求书的字面语言没有差别的结构元素，或者如果包括与权利要求书的字面语言没有实质性差别的等效结构元素，则旨在属于权利要求书的范围。
进一步的方面是由以下条款的主题提供：
一种控制航空燃气涡轮发动机的冷却的冷却空气系统的方法，所述方法包括：接收指示所述航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合；以及响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合，修改所述冷却的冷却空气系统的冷却能力。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力包括修改可用于所述冷却的冷却空气系统的冷却量。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中接收的步骤包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据，并且其中，修改的步骤包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中指示所述劣化参数的所述数据包括指示涡轮叶片进气口温度、排气温度或两者的数据。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中接收的步骤包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据，并且其中，修改的步骤包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中指示所述环境状况的所述数据包括环境温度、环境海拔或两者。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中接收的步骤包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的所述操作状况的数据，并且其中，修改的步骤包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述操作状况的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，进一步包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的故障状况的数据，并且其中，修改的步骤进一步包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述故障状况的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中修改的步骤包括修改流到所述冷却的冷却空气系统的CCA热交换器的冷却流体流。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中所述冷却流体流是旁路空气流、燃料流、来自热总线的热流体流、环境空气流、流动排出气流或其组合。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中所述冷却的冷却空气系统包括CCA热交换器，其中所述CCA热交换器被集成到热总线中，其中所述热总线进一步包括散热器热交换器，并且其中，修改的步骤进一步包括修改所述热总线内的流到所述散热器热交换器的热流体流、所述热总线内的所述热流体流的温度或两者。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力包括修改所述发动机的硬件构造，以改变所述冷却的冷却空气系统的冷却能力。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的方法，其中修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合，修改提供给所述航空燃气涡轮发动机的涡轮区段的CCA气流的量。
一种航空燃气涡轮发动机，包括：以串行流动顺序布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段；冷却的冷却空气系统，所述冷却的冷却空气系统包括与所述压缩机区段和所述涡轮区段气流连通的CCA热交换器，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自所述压缩机区段的气流，并向所述涡轮区段提供CCA气流；和控制器，所述控制器可操作地连接到所述冷却的冷却空气系统，所述控制器被构造为：接收指示所述航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合；以及响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合，修改所述CCA热交换器的冷却能力的量。
一种航空燃气涡轮发动机，包括：以串行流动顺序布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段，所述压缩机区段限定了在第一稳态操作状况期间的按设计的压缩机温度和在所述第一稳态操作状况期间的实际压缩机温度，所述燃气涡轮发动机限定了在所述第一稳态操作状况期间的最大部件温度极限；冷却的冷却空气系统，所述冷却的冷却空气系统包括与所述压缩机区段和所述涡轮区段气流连通的CCA热交换器，所述冷却的冷却空气系统被构造为接收来自所述压缩机区段的气流，并向所述涡轮区段提供CCA气流；和冷却流体供应器，所述冷却流体供应器与所述CCA热交换器流体连通，其中所述冷却流体供应器被构造为向所述CCA热交换器提供冷却流体流，以当所述第一稳态操作状况期间的所述实际压缩机温度为所述按设计的压缩机温度的最多1.15倍时，将部件温度保持在所述第一稳态操作状况期间的所述最大部件温度极限之内。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的航空燃气涡轮发动机，其中所述按设计的压缩机温度是所述第一稳态操作状况期间的按设计的压缩机出口温度，并且其中，所述实际压缩机温度是在所述第一稳态操作状况期间的实际压缩机出口温度。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的航空燃气涡轮发动机，其中所述第一稳态操作状况是起飞操作状况或爬升操作状况。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的航空燃气涡轮发动机，其中所述涡轮区段包括具有第一级的涡轮转子叶片的高压涡轮，其中所述CCA热交换器与所述高压涡轮的所述第一级的涡轮转子叶片气流连通，并且其中，所述最大部件温度极限是所述第一级的涡轮转子叶片的最大允许操作温度。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的航空燃气涡轮发动机，其中所述冷却的冷却空气系统限定了由所述冷却流体供应器的尺寸、所述CCA热交换器的尺寸或两者限制的最大冷却能力。
根据这些条款中的一个或多个条款所述的航空燃气涡轮发动机，其中所述冷却流体供应器被构造为向所述CCA热交换器提供所述冷却流体流，以当所述第一稳态操作状况期间的所述实际压缩机温度是所述按设计的压缩机温度的最多1.08倍时，将所述涡轮温度保持在所述第一稳态操作状况期间的所述最大部件温度极限内。

Claims (10)

1.一种控制航空燃气涡轮发动机的冷却的冷却空气系统的方法，其特征在于，所述方法包括：
接收指示所述航空燃气涡轮发动机的环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合；以及
响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据、指示所述航空燃气涡轮发动机的操作状况的数据或其组合，修改所述冷却的冷却空气系统的冷却能力。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力包括修改可用于所述冷却的冷却空气系统的冷却量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中接收的步骤包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据，并且其中，修改的步骤包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述劣化参数的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，其中指示所述劣化参数的所述数据包括指示涡轮叶片进气口温度、排气温度或两者的数据。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中接收的步骤包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据，并且其中，修改的步骤包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述环境状况的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，其中指示所述环境状况的所述数据包括环境温度、环境海拔或两者。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中接收的步骤包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的所述操作状况的数据，并且其中，修改的步骤包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述操作状况的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括接收指示所述航空燃气涡轮发动机的故障状况的数据，并且其中，修改的步骤进一步包括响应于接收的指示所述航空燃气涡轮发动机的所述故障状况的数据，修改所述冷却的冷却空气系统的所述冷却能力的量。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中修改的步骤包括修改流到所述冷却的冷却空气系统的CCA热交换器的冷却流体流。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，其中所述冷却流体流是旁路空气流、燃料流、来自热总线的热流体流、环境空气流、流动排出气流或其组合。
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