CN115298428A - 填充飞行器涡轮发动机的润滑剂罐 - Google Patents

Abstract

双流涡轮发动机(10)，包括：‑至少一个润滑剂罐(40)，至少一个润滑剂罐位于涡轮发动机主体的环形空间中，‑至少一个舱口(46)，至少一个舱口被设置在机舱的外部整流罩(32)上，以用于填充罐，该罐被构造为通过从舱口穿过筒体插入到罐中的可移除的管状管道(50)来填充，筒体中的一个包括第一接口(44)，管道被构造为穿过第一接口，筒体中的另一个包括用于将管道连接到罐的第二接口(42)。

Description

填充飞行器涡轮发动机的润滑剂罐

技术领域

本发明特别地涉及一种包括润滑剂罐的飞行器涡轮发动机以及一种用润滑剂对该罐进行填充的方法。

背景技术

以传统的方式，双流涡轮发动机包括由机舱围绕的气体发生器。风扇位于气体发生器的上游，并且产生气流，该气流分为在气体发生器的内部(通过压缩级、燃烧室和涡轮级)流动的主流和在气体发生器与机舱之间流动的次级流。

涡轮发动机配备有至少一个润滑剂罐，至少一个润滑剂罐用于特别地向涡轮发动机的轴承供应润滑剂，特别地供应油。

润滑剂罐通常被安装在机舱的隔室内，即在外部由机舱的外部整流罩界定的隔室内。机舱的该隔室在内部由外部发动机壳体界定，该外部发动机壳体例如由风扇壳体(也被称为风扇罩)与外部中间壳体护罩(也被称为VCI)的组件形成，该外部发动机壳体围绕气体发生器，并且在外部界定用于使次级流进行流动的导管。在机舱的外部整流罩和由VCI与风扇壳体形成的发动机壳体之间的大致环形空间被称为风扇隔室，并且使得能够储存涡轮发动机的多个设备物件，例如上文所述的相对较大的罐。罐在该空间中的定位有利于接近罐，因为罐足以在整流罩上提供直接接近舱口或拆卸整流罩的一部分，以便接近罐，例如用于诸如填充罐的维护操作。

在未来的架构中，对减少发动机的燃料消耗的探索正朝着增加发动机的涵道比的方向推进。被称为超高涵道比(Ultra high by-pass ratio，UHBR)的发动机的初步设计就是这种情况，该发动机的风扇直径远大于传统发动机的风扇直径。风扇直径的增加导致机舱的尺寸的增加，从而导致由该机舱引起的空气动力学损失的增加(增加的前表面和润湿表面)。因此，机舱的线条的细化对于这种类型的发动机架构尤为重要。降低机舱的外部整流罩和由VCI与风扇壳体的组件形成的发动机壳体之间的高度(即减小风扇隔室的径向厚度)需要将笨重的设备物件从该隔室朝向涡轮发动机上的其他位置移位。

研究表明，有强烈的兴趣将润滑剂罐布置在气体发生器的发动机隔室中，即布置在位于双流涡轮发动机的主导管和次级导管之间的静脉间隔室(或空间)中，并且特别地布置在该发动机隔室(被称为“助推器”隔室)的上游区域中，因为该发动机隔室位于基本上与涡轮发动机的低压压缩机(助推器)成一直线。第一个优点与以下事实相关，即罐位于尽可能靠近涡轮发动机的润滑单元，并因此限制了这些元件之间的油路的长度。另一个优点是，助推器隔室比发动机隔室的其余部分更冷且体积更小。与发动机下游的区域，特别是涡轮附近的区域相比，助推器隔室中的环境温度更有利于在罐中使用电子油位传感器。与双流涡轮发动机中的导管间空间(也称为芯部区域)的其余部分相比，这种热环境也有助于罐及其支撑部件的体积更小且成本更低的设计。

发动机隔室中的这种安装环境的问题是，润滑剂罐必须由维护技术人员从外部(“机翼下方”)供给。

在被称为“传统”的罐的情况下，即罐配备有位于罐本身上的填充孔，填充操作是复杂的，因为位于发动机隔室中的罐很难接近。实际上，由于罐在涡轮发动机内部的位置，罐及其填充孔位于多个同轴层(例如风扇盖、反推装置盖(可能固定在UHBR架构上)、中间壳体的外部护罩(也被称为VCI)以及发动机套件的整流罩、环境的最中心部分)的内部。

由于填充操作必须在很短的时间内完成，而风扇盖和反推装置的开口并不是为这种类型的操作设计的，因此在这种情况下接近填充孔是有问题的。UHBR的“层数”和大直径使得很难从外部到达罐。此外，填充操作必须能够盲目地执行，即操作者可能必须注入预定量的油，而不必获得填充液位的指示。

在文献FR-A1-3 072 425中，申请人提出了一种解决方案，该解决方案使得能够填充位于涡轮发动机的内部的罐，而不打开构成机舱的盖。现有技术还包括文献FR-A1-3 082552和FR-A1-3 079 873。

本发明对解决上述问题提出了一种简单、有效且经济的替代方案。

发明内容

本发明提出了一种双流涡轮发动机，包括：

-气体发生器，

-围绕气体发生器的机舱，

-用于将气体发生器连接到机舱的臂，

-用于使主流进行流动的环形导管，导管形成在气体发生器中，并且在外部由气体发生器的第一环形壳体界定，

-用于使次级流进行流动的环形导管，导管形成在气体发生器和机舱之间，并且在内部由气体发生器的第二环形壳体界定，在外部由机舱围绕的第三环形壳体界定，第二壳体和第三壳体通过所述臂中的至少一些臂连接在一起，

-至少一个润滑剂罐，至少一个润滑剂罐位于在第一壳体和第二壳体之间延伸的环形空间中，

-至少一个舱口，至少一个舱口被设置在机舱的外部整流罩上，以用于填充所述罐，

其特征在于，所述罐被构造为通过从所述舱口插入到罐的可移除的管状管道来填充，所述第三壳体包括被构造为由所述管道穿过的第一接口，所述第二壳体包括用于将所述管道连接到所述罐的第二接口。

因此，本发明提出了一种用于对位于发动机隔室中的润滑剂罐进行填充的简单的解决方案。该填充通过管道来完成。填充管道具有细长的形状并且是管状的。填充管道具有配备有例如漏斗的近端，例如容纳在容器中的润滑剂被注入该漏斗中。管道还具有远端，该远端旨在连接到罐40，以使润滑剂通过管道以重力流动并进入罐中。管道穿过如上所述的多个层。一方面，管道穿过机舱的舱口，考虑到管道的相对较小的横截面，该舱口可以是小尺寸的。然后，管道穿过第三壳体的第一接口以穿过次级导管，即双流涡轮发动机的次级流的导管。该第三壳体可以是中间壳体的护罩。然后，管道到达用于将管道连接到罐的第二接口。第二接口位于第二壳体上，该第二壳体可以是涡轮发动机的发动机套件的面板。管道是可移除的，并且在每次填充之后取出。

本发明的优点之一是，在填充罐和移除管道之后，用于使次级流进行流动的管道不会受到影响。第一接口使得能够在插入期间引导管道，第二接口确保与罐的流体连接，而没有泄漏到管道中的风险。

根据本发明的涡轮发动机可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征被彼此独立地采用或被彼此结合地采用：

-所述第一接口和第二接口直接位于用于使次级流进行流动的所述导管中；

-所述第一接口包括伸缩引导系统，该伸缩引导系统包括多个元件，多个元件被同轴地安装且可滑动地安装在彼此内，该系统适于由管道穿过，并且适于采用第一缩回位置和第二延伸位置，在第一缩回位置，该系统具有最小长度或厚度，并且不伸入到用于使次级流进行流动的导管中，在第二延伸位置，该系统具有最大长度或厚度，并且伸入到用于使次级流向第二接口流动的导管中；

-所述第二接口包括连接装置，该连接装置包括：

-端部件，该端部件被构造成通过凸-凹嵌套与管道的远端上的互补的端部件配合，以及

-打开机构，当嵌套有效时，该打开机构用于打开罐；

-所述打开机构包括至少一个部分，至少一个部分可以从罐的关闭位置移动到打开位置，可移动部分被弹性构件偏置到可移动部分的关闭位置，并且通过所述凸-凹嵌套被带到可移动部分的打开位置；

-所述第二接口包括引导和锁定元件，引导和锁定元件被构造为通过卡口效应与管道上的端部件互补的元件配合；

-舱口位于涡轮发动机的反推装置盖的上游；

--罐具有大致弯曲的形状，并且部分地围绕涡轮发动机的纵向轴线延伸；

--该罐或每个罐基本上与气体发生器的低压压缩机成一直线。

本发明还涉及一种组件，该组件包括如上所述的涡轮发动机和用于对罐进行填充的可移除的管状管道，该管道被构造为穿过所述第一接口并通过所述第二接口连接到罐。

有利地，管道包括远端，远端配备有端部件，该端部件被构造为通过凸-凹嵌套与第二接口的互补的端部件配合，该端部件配备有闸门装置，该闸门装置被设置为在该嵌套有效时打开管道的远端，并且在所述端部件和所述互补的端部件彼此脱离时关闭所述远端。

优选地，管道包括至少一个构件，至少一个构件可以在沿着管道的缩回位置和从管道伸出的延伸位置之间移动，该可移动构件适于与所述系统配合，以在管道从涡轮发动机移除时迫使该系统缩回。

在一个实施例中，所述第一接口由设置在所述第三壳体中的开口形成，所述舱口包括用于对舱口进行关闭的可移动构件，该舱口配备有闸门，该闸门被设置为在舱口关闭时关闭所述开口，管道与引导系统相关联，该引导系统被设置为一旦舱口打开就安装在舱口的位置处，并且一旦罐被充满就卸载。

本发明还涉及一种用于通过如上所述的组件对飞行器涡轮发动机中的润滑剂罐进行填充的方法，其中，该方法包括以下步骤：

-将机舱的舱口打开，

-将管道穿过舱口，然后通过第一接口插入，

-使管道穿过用于使次级流进行流动的导管到达用于将管道连接到罐的第二接口，以及

-使润滑剂从位于涡轮发动机外部的管道的近端流向管道的远端并流向罐。

附图说明

在以下以非限制性示例的方式做出的描述中并且参照附图，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：

[图1]图1是涡轮发动机的非常示意性正视图，

[图2]图2是涡轮发动机的非常示意性轴向横截面视图，

[图3]图3是推进组件的示意性透视图，

[图4]图4是包括图3所示的推进组件的涡轮发动机的局部示意性透视图，

[图5]图5是填充管道到达位于涡轮发动机的发动机隔室中的润滑剂罐时必须穿过的不同层的非常示意性横截面视图，

[图6]图6是类似于图5的视图，并且示出了用于对罐进行填充的方法的步骤，该步骤包括将管道穿过舱口和第一接口插入，

[图7]图7是类似于图5的视图，并且示出了用于对罐进行填充的方法的另一步骤，该步骤包括将管道连接到第二接口和罐，

[图8]图8是管道和罐之间的连接件的非常示意性的放大视图，

[图9至图11]图9至图11是类似于图8的视图，并且示出了罐的填充步骤，

[图12]图12是类似于图5的视图，并且示出了填充管道的替代实施例，

[图13至图15]图13至图15是类似于图12的视图，并且示出了在对罐进行填充之后移除管道和储存第一接口的步骤，

[图16]图16是类似于图8的视图，并且示出了管道和第二接口之间的流体连接件的变型实施例，

[图17]图17是壳体的凹槽的优化横截面轮廓的非常示意性视图，

[图18]图18是类似于图5的视图，并且示出了本发明的替代实施例，

[图19]图19是图18的变型的另一视图，并且示出了用于对罐进行填充的方法的步骤，该步骤包括将管道插入通过舱口和第一接口，以及

[图20]图20是图18的变型的视图，并且示出了用于对罐进行填充的方法的另一步骤，该步骤包括将管道连接到第二接口和罐。

具体实施方式

图1和图2示意性地示出了双流型的飞行器涡轮发动机10。涡轮发动机10基本上包括两个部分，即沿着纵向轴线X具有大致细长形状的气体发生器12和围绕气体发生器12的机舱14。

气体发生器12未详细示出。通常，气体发生器包括两个旋转主体，即低压(BP)主体和高压(HP)主体。每个主体包括压缩机转子和涡轮转子。气体发生器在气体流动方向上从上游到下游包括BP压缩机、HP压缩机、燃烧室、HP涡轮和BP涡轮。HP压缩机的转子和HP涡轮的转子通过HP轴彼此连接以形成HP主体，HP压缩机的转子和HP涡轮的转子分别位于燃烧室的上游和下游。BP压缩机的转子和BP涡轮的转子通过BP轴彼此连接以形成BP主体，BP压缩机的转子和BP涡轮的转子分别位于HP压缩机的上游和HP涡轮的下游。BP轴还直接或通过减速器驱动位于气体发生器的上游侧的风扇转子16。

气体发生器12包括用于使穿过压缩机、燃烧室和涡轮的主流或热流进行流动的导管。被称为主导管的该导管通常在内部由环形壳体18和在外部由环形壳体20界定，特别地，压缩机和涡轮的叶片在环形壳体18、20之间延伸。在外部界定该导管的环形壳体20本身由环形壳体22以一距离围绕，该环形壳体22在内部界定双流涡轮发动机10的次级导管。该环形壳体22可以由盖和/或面板构成。壳体20和22在径向上彼此间隔开，并且在壳体20和22之间限定环形空间24，被称为导管间空间或发动机隔室。壳体20、22可以在BP和HP压缩机处形成组件，该组件通常称为中间壳体毂部。

气体发生器12由环形风扇壳体26围绕，该环形风扇壳体围绕风扇转子16延伸，并通过环形成排的大致径向的管状臂28在壳体22处刚性地连接到气体发生器。这些臂可以是通常被称为出口导向叶片(Outlet Guide Vane，OGV)的臂。

在图2中，为了简化，环形壳体26被指定为还包括VCI，即外部中间壳体护罩。如本文所使用的，壳体26还指风扇壳体与VCI的组合。

包括气体发生器12、风扇转子16、壳体26和臂28的组件形成涡轮发动机的发动机部分。壳体26支撑机舱，该机舱包括环形盖29、30以及外部环形整流罩32，该环形盖在壳体26的上游和下游延伸作为壳体的延伸部，该外部环形整流罩围绕壳体26、29、30延伸。整流罩32从壳体26、29、30以一径向距离延伸，并且与壳体界定被称为机舱隔室34的环形空间。

在本技术中，例如用于对涡轮发动机10的轴承进行润滑的润滑剂(特别是油)的罐被安装在机舱隔室34中。因此，例如通过拆卸整流罩32的面板可以在机舱隔室的内部接近罐，以填充该罐并了解该罐的油位。

本发明提出将润滑剂罐40定位在发动机隔室24内，如图1和图2示意性所示。在所示的示例中，该润滑剂罐位于壳体20、22之间，基本上与压缩机(例如BP)成一直线和/或与臂28成一直线。在所示的特定实施例中(参见图2)，该润滑剂罐位于基本上穿过臂28的径向外端部的横向平面中，臂的径向外端部从上游向下游径向向外延伸。罐40具有大致弯曲的形状(参见图1)，因此与在该平面中可用的发动机隔室24的形状大致匹配。

图3和图4示出了本发明的特征。罐40通过可移除的管状管道50填充，该管状管道插入通过舱口46和第一接口44，直到该管状管道到达用于流体连接到罐40的第二接口42。

舱口46位于机舱14的外部整流罩32上，优选地正好位于反推装置盖的上游。该舱口46例如包括被铰接地安装在整流罩32的面板上的襟翼46a，并且可以在用于关闭舱口的开口的位置和用于自由接近该开口的位置之间移动。

舱口46的襟翼46a可以配备有用于使襟翼返回到其关闭位置的弹簧型连接件。舱口的襟翼例如可以通过简单地按压管道50来打开，并且在移除管道时再次关闭。

接口42位于壳体22上并且直接与罐40的填充孔连通。

接口44位于壳体26上。

管道50具有细长的形状并且是管状的，并且包括配备有例如漏斗的近端，例如容纳在容器中的润滑剂被注入该漏斗中。管道还具有远端，该远端旨在连接到罐40，以使润滑剂通过管道以重力流动并进入罐中。

因此，管道50被插入并定位在涡轮发动机10中，使得油可以通过重力从管道的近端流向管道的远端和罐40。

在填充期间，管道50相对于涡轮发动机的纵向轴线X的角度一方面取决于在填充期间使油流动所必需的斜度(例如大约为4°)，另一方面取决于配备有涡轮发动机的飞行器的滚动角(例如大约为6°)。在该示例中，管道50与轴线X之间的总角度例如为10°。由于这个相对大的角度，管道不能穿过臂28中的一个臂，因为该管道的尺寸必须过大。

因此，解决方案是使管道50穿过接口42、44，接口直接位于或通向用于使次级流进行流动的导管中。

图5是盖32和壳体22、26以及接口42、44的横截面视图。

在所示的示例中，接口44旨在由管道50穿过，并且包括伸缩引导系统52，该伸缩引导系统包括多个元件52a、52b、…、52i，多个元件被同轴地且可滑动地安装在彼此内。元件52a是位于系统52的中心处的最小元件，元件52i是位于系统52的外周处的最大元件。

替代地，系统52可以被集成到舱口46中。

系统52适于采用如图5所示的第一缩回位置，在该第一缩回位置，该系统具有在相对于轴线X的径向上测量的最小长度或厚度，并且不突出到用于使次级流进行流动的导管中。该厚度可以类似于壳体26的厚度。在系统的厚度大于壳体26的厚度的情况下，系统的径向内端部将与壳体26的内表面对准，并且系统的径向外端部将位于机舱隔室中。

系统52适于采用如图6可见的第二延伸位置，在该第二延伸位置，该系统具有最大长度或厚度，并且伸出到用于使次级流向另一接口42流动的导管中。系统52的元件52a、52b、…、52i的数量例如介于3个至10个之间。

如图8所示，接口42包括连接装置，该连接装置包括：

-端部件54，该端部件被构造成通过凸-凹嵌套与管道50的远端的互补的端部件50a配合，以及

-打开机构56，当嵌套有效时，该打开机构用于打开罐40。

应当理解，在壳体22处的接口42和罐40的填充孔是共用的，这有利于促进管道50的引导并限制该接口的质量和总体尺寸。

在所示的示例中，管道50包括与接口42的凹端部件54接合的凸端部件50a。如图16所示，这些端部件的形状可以是大致圆筒形的，或者这些端部件可以包括具有互补的截头圆锥形表面58的自由端部，以便于使端部件定心以及将端部件引导到彼此中。为了图16的简化，在该图中未示出罐40的打开机构56和管道50的闸门装置62。

当管道50被移除时，由于接口42中的凹槽，在该接口中可能保留微小的凹槽，这在沿着壳体22的气流的流动中产生一些扰动。图17中示出了该凹槽的优化形状。

对于端部件，例如，如图16所示，可以想到一种涡轮发动机构型，其中，第一接口44不包括管道的伸缩引导系统52，因为端部件在接近时可能相对于彼此略微偏离中心。因此，管道50的引导系统的精度可能低于由伸缩引导获得的引导系统的精度，由于两个端部件的形状，在嵌套期间弥补了定心缺陷，这便于一个端部件在另一个端部件中的定心和引导。

例如，可以提供一种引导系统，该引导系统一方面与用于使旨在由管道穿过的接口44中的管道50通过的孔相关联，另一方面与用于使被布置在舱口46下方的机舱中的管道通过的孔相关联。

还可以提供一种引导系统，该引导系统独立于接口44并且使用装配到机舱的装置。这种引导系统可以在布置用于填充的管道50之前安装在由舱口46的开口所清除的一位置处，并且因此旨在在移除管道之后进行移除。下文参照图18至图20来描述这种实施例的示例。

罐40的打开机构56包括至少一个部分56a，至少一个部分可以从图8中可见的关闭位置移动到图9中可见的罐40的打开位置。可移动部分56a被弹性构件60(例如一个或多个弹簧)偏置到其关闭位置，并且通过端部件的嵌套被带到其打开位置。

如在所示的示例中，管道50的远端还可以包括呈打开机构形式的闸门装置62，该打开机构类似于罐的打开机构56。有利地，该闸门装置62和机构56旨在同时操作。

在这种情况下，开口机构56包括固定部分56b，部分56a可以相对于该固定部分移动。在凸-凹嵌套期间，固定部分56b通过轴承与管道50的闸门装置62的可移动部分62a配合，以将该可移动部分从图8所示的关闭位置移位到图9所示的打开位置。该关闭位置是静止位置，因为弹性构件64(例如一个或多个弹簧)将管道的可移动部分62a偏置到该位置。构件64在管道50的可移动部分62a和固定支撑件62b1之间延伸。在凸-凹嵌套期间，管道50的闸门装置62的固定部分62b抵靠在打开机构56的可移动部分56a上，并将该可移动部分推到其打开位置。

从图8可以看出，打开机构56的固定部分56b包括可移动部分56a的中心孔56a1的闸板56b1。该闸板56b1通过杆56b2刚性地连接到部分56b的固定支撑件56b3。

一个或多个弹性构件60在支撑件56b3和可移动部分56a之间延伸，以将可移动部分偏置到静止位置，在该静止位置，闸板56b1抵靠在孔56a1的肩部56a2上，该肩部形成用于闸板抵靠的座部，并因此确保接口42的紧密闭合。优选地，接口42包括引导和锁定元件64，引导和锁定元件64被构造成通过卡口效应与管道50的端部件50a互补的元件66配合。

在图5至图15所示的示例中，接口42的端部件54包括凸耳65，该凸耳用于与管道50的端部件50a中的L形槽或狭缝66接合和滑动配合。端部件的嵌套沿着轴线A实现，凸耳65从端部件54径向向内延伸，即朝向轴线A延伸。因此，可以理解，狭缝66位于端部件50a的外周处。该狭缝66包括通到端部件50a的自由端部上的纵向部段66a和相对于轴线A周向定向的横向部段66b。

当端部件50a、54嵌套在一起时，凸耳65接合在狭缝的纵向部段66a中并且在狭缝的纵向部段66a中滑动，直到该凸耳到达该狭缝的横向部段(箭头F1-图9)。由管道50施加在接口42上的沿着轴线A的压力使得能够打开机构56、62。部段66a的长度可以被确定为使得机构仅在凸耳65在该部段66a中的行程结束时打开。在该位置，如图9所示，两个机构因此打开，并且管道50及其端部件50a在接口42的端部件54中的旋转导致凸耳65在狭缝66的横向部段66b中滑动(箭头F2-图10)。然后，在机构56、62打开的情况下，端部件被锁定在嵌套位置，并且油可以通过管道50注入到罐40以进行再填充。弹性构件60、64通过机械锁定保持压缩。

然后，油可以通过管道50流到罐40(箭头F3-图10)。在对罐40进行填充之后，通过以相反的顺序重复上述移位来使端部件彼此脱离。管道50及其端部件50a围绕轴线A旋转移位，使得凸耳65滑动到横向部段66b中，并且到达狭缝66的纵向部段66a。然后，连接件被解锁，弹性构件60、64确保返回到机构的可移动部分的静止位置。然后，通过凸耳65在狭缝的纵向部段66a中的轴向平移和滑动来移除管道50，使得闸板56b1抵靠在可移动部分56a的肩部56a2上(图11)。如果残余油泄漏到管道中，则该残余油被管道的端部件的机构的紧密密封件所保留。

在图16所示的实施例中，凸耳65由管道50的端部件50a承载，然后狭缝66形成在接口42的端部件上。

因此，本发明涉及一种用于对飞行器涡轮发动机中的润滑剂罐40进行填充的方法，该方法包括多个步骤：

-将机舱14的舱口46打开的步骤；

-如图6所示，将管道50穿过舱口46，然后穿过第二接口42插入的步骤；然后，管道由第二接口42的系统引导，该系统沿着管道50伸缩并且尽可能靠近第一接口44；元件52a可以配备有襟翼53，该襟翼包括至少一个枢转襟翼，每个枢转襟翼配备有用于返回到关闭位置的弹簧型连接件，并且将在管道50的简单压力下打开，在移除管道时再次关闭；

-使管道50穿过用于使次级流进行流动的导管到达第一接口44，以将管道50连接到罐40的步骤；

-使润滑剂从位于涡轮发动机外部的管道的近端流向管道的远端并流向罐40的步骤。

图12至图15示出了在对罐40进行填充之后移除管道50的后续步骤。

有利地，当管道50在接口44处被移除时，系统52通过管道的平移而自动折叠。

为此，管道50可以包括至少一个或多个构件68，构件可以在沿着管道的缩回位置(图12)和从管道伸出的延伸位置(图13-图15)之间移动。这些可移动构件能够与系统50配合，以在管道50被移除时迫使该系统缩回。例如，构件68是翅片。

当管道50向上移动穿过系统时，构件抵靠在元件52a、52b、…、52i中的每一个元件上，该元件折叠到上部元件中(箭头F4)。构件68的移位通过位于管道50的远端处的控制装置来确保。

然后，壳体26上的接口44返回到其原始状态(图5)。

现在参照图18至图20，图18至图20示出了根据本发明的涡轮发动机的替代实施例。在上文已经描述的涡轮发动机的元件在下文和图18至图20中用相同的附图标记表示。

在该替代实施例中，第一接口44是设置在壳体26中的简单开口70。

在所示的示例中，舱口46包括用于对舱口进行关闭的可移动构件46b，该舱口配备有闸门46c，该闸门被设置为在舱口关闭时关闭开口70。可移动构件46b为用于对舱口46的开口进行关闭的壁的形式，并且被固定到闸门46c，该闸门为从可移动构件46b的内表面基本上垂直延伸的细长指状物的形式。该指状物包括与可移动构件46b相对的自由端部，该自由端部被构造成接合在开口70中。因此，指状物的自由端部具有与开口70的形状互补的形状。构件46b是可移动的，并且特别是可移除的，因为该构件可以从涡轮发动机拆卸和移除，如图19所示。

管道50类似于上文所述的管道，并且在此与引导系统72相关联，该引导系统被设置为一旦舱口46打开就安装在舱口46的位置处，并且一旦罐40被充满就卸载。系统72为盒体74的形式，该盒体包括两个平行的壁76，该壁包括用于使管道50通过的对准的孔78。在移除构件46b之后，盒体74被安装在舱口46的开口中，然后管道50滑动穿过孔78，该孔可以配备有减摩环80或类似物(图19和图20)。

图18至图20示出了也可以配备到参照前述附图描述的涡轮发动机的附加有利特征。这是管路82，该管路用于使罐40的内部与涡轮发动机的外部环境流体连通，特别地用于当罐被填充时将空气从罐排出到外部。这使得油能够穿过管道连续流动，而不需要让因填充油而从罐中排出的空气通过管道回流，因此填充流量不会受到影响。该管路82从罐40延伸到壳体26，并包括端部84，该端部84在舱口46开口处通到机舱隔室34中，使得至少当舱口46被移除时该端部84是通气的(图19)。该管路82的直径可以很小(例如，几毫米)，并且可以穿过壳体22、26之间的OGV臂或辅助通道。在所示的示例中，特别是为了在涡轮发动机运行时能够对罐40加压，即，使得罐内部的压力可以高于涡轮发动机外部的环境的压力，管路82的端部84被设置为在舱口46关闭时关上。为此，可以设置舱口46的可移动构件46b承载用于对管路82的端部84进行密封的塞子86(图18)。

Claims (12)

1.一种双流涡轮发动机(10)，包括：

-气体发生器(12)，

-围绕所述气体发生器的机舱(14)，

-用于将所述气体发生器连接到所述机舱的臂(28)，

-用于使主流进行流动的环形导管，所述导管形成在所述气体发生器中，并且在外部由所述气体发生器的第一环形壳体(20)界定，

-用于使次级流进行流动的环形导管，所述导管形成在所述气体发生器和所述机舱之间，并且在内部由所述气体发生器的第二环形壳体(22)界定，在外部由所述机舱围绕的第三环形壳体(26)界定，所述第二壳体和所述第三壳体通过所述臂中的至少一些臂连接在一起，

-至少一个润滑剂罐(40)，所述至少一个润滑剂罐位于在所述第一壳体和所述第二壳体之间延伸的环形空间中，

-至少一个舱口(46)，所述至少一个舱口被设置在所述机舱的外部整流罩(32)上，以用于填充所述罐，

其特征在于，所述罐被构造为通过从所述舱口插入到所述罐的可移除的管状管道(50)来填充，所述第三壳体(26)包括被构造为由所述管道穿过的第一接口(44)，所述第二壳体包括用于将所述管道连接到所述罐的第二接口(42)。

2.根据前一项权利要求所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第一接口和所述第二接口(42，44)直接位于用于使次级流进行流动的所述导管中。

3.根据前一项权利要求所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第一接口(44)包括伸缩引导系统(52)，所述伸缩引导系统包括多个元件(52a，52b，...，52i)，所述多个元件被同轴地安装且可滑动地安装在彼此内，该系统适于由所述管道(50)穿过，并且适于采用第一缩回位置和第二延伸位置，在所述第一缩回位置，该系统具有最小长度或厚度，并且不伸入到用于使次级流进行流动的所述导管中，在所述第二延伸位置，该系统具有最大长度或厚度，并且伸入到用于使次级流向所述第二接口(42)流动的所述导管中。

4.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第二接口(42)包括连接装置，所述连接装置包括：

-端部件(54)，所述端部件被构造成通过凸-凹嵌套与所述管道(50)的远端上的互补的端部件(50a)配合，以及

-打开机构(56)，当所述嵌套有效时，所述打开机构用于打开所述罐。

5.根据前一项权利要求所述的涡轮发动机(10)，其中，所述打开机构(56)包括至少一个部分(56a)，所述至少一个部分能够从所述罐(40)的关闭位置移动到打开位置，所述可移动部分被弹性构件(60)偏置到所述可移动部分的关闭位置，并且通过所述凸-凹嵌套被带到所述可移动部分的打开位置。

6.根据权利要求4或5所述的涡轮发动机(10)，其中，所述第二接口(42)包括引导和锁定元件(64)，所述引导和锁定元件被构造为通过卡口效应与所述管道(50)上的所述端部件(50a)互补的元件(66)配合。

7.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮发动机(10)，其中，所述舱口(46)位于所述涡轮发动机的反推装置盖的上游。

8.一种组件，所述组件包括根据前述权利要求中任一项所述的涡轮发动机(10)和用于对所述罐(40)进行填充的可移除的管状管道(50)，该管道被构造为穿过所述第一接口(44)并通过所述第二接口(42)连接到所述罐(40)。

9.根据前一项权利要求所述的组件，其中，所述管道(50)包括远端，所述远端配备有端部件(50a)，所述端部件被构造为通过凸-凹嵌套与所述第二接口(42)的互补的端部件(54)配合，该端部件(50a)配备有闸门装置(62)，所述闸门装置被设置为在该嵌套有效时打开所述管道(50)的所述远端，并且在所述端部件(50a)和所述互补的端部件(54)彼此脱离时关闭所述远端。

10.根据权利要求8或9所述的组件，所述涡轮发动机(10)如权利要求3所限定，其中，所述管道(50)包括至少一个构件(68)，所述至少一个构件能够在沿着所述管道的缩回位置和从所述管道伸出的延伸位置之间移动，该可移动构件适于与所述系统(52)配合，以在所述管道从所述涡轮发动机移除时迫使所述系统缩回。

11.根据权利要求8或9所述的组件，所述涡轮发动机(10)如权利要求1或2所限定，其中，所述第一接口(44)由设置在所述第三壳体(26)中的开口(70)形成，所述舱口(46)包括用于对所述舱口进行关闭的可移动构件(46b)，所述舱口配备有闸门(46c)，所述闸门被设置为在所述舱口关闭时关闭所述开口，所述管道(50)与引导系统(72)相关联，所述引导系统被设置为一旦所述舱口打开就安装在所述舱口(46)的位置处，并且一旦所述罐(40)被充满就卸载。

12.一种用于通过根据权利要求8至11中任一项所述的组件对飞行器涡轮发动机中的润滑剂罐(40)进行填充的方法，其中，所述方法包括以下步骤：

-将所述机舱(14)的所述舱口(46)打开，

-将所述管道(50)穿过所述舱口(46)，然后通过所述第一接口(44)插入，

-使所述管道(50)穿过用于使次级流进行流动的所述导管到达用于将所述管道(50)连接到所述罐(40)的所述第二接口(42)，以及

-使润滑剂从位于所述涡轮发动机(10)外部的所述管道(50)的近端流向所述管道的远端并流向所述罐(40)。

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