CN115614156A - 管理推进系统中的热能量的方法 - Google Patents

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布兰登·韦恩·米勒
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Abstract

一种管理推进系统中的热能量的方法包括从推进系统的压缩机区段转向引气流。从压缩机区段转向的引气流的量是压缩机区段的高压压缩机的入口处的入口流量的至少5％。引气流被提供给热管理系统。引气流通过热管理系统的膨胀涡轮。引气流被提供给热负载。

Description

管理推进系统中的热能量的方法
技术领域
本公开涉及推进系统中的热能量管理。特别地，本公开涉及管理来自推进系统中的压缩机的引气流。
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，例如涡轮风扇发动机，可用于飞行器推进。在涡轮风扇发动机的情况下，转子组件可以配置为风扇组件。
通常，燃气涡轮发动机结合使用一个或多个热管理系统来控制通过发动机的各种部件的各种流体的热能量。然后，热管理流体可以被发动机或飞行器的其他部分使用，例如环境控制系统、辅助动力单元或空气循环机。
在推进系统(如燃气涡轮发动机)的现有热管理系统中，并入了各种小型离心压缩机，以管理和冷却空气流。本公开的发明人已经发现，由于压缩机中的叶尖间隙与叶片高度的大比率，这种小型压缩机可能效率低下。对这种热管理系统的改进将在本领域中受到欢迎。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且有效的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性方面的燃气涡轮发动机的横截面视图。
图2是发动机和第一高引气压缩机架构热管理系统的简化示意图。
图3是发动机和第二高引气压缩机架构热管理系统的简化示意图。
图4是发动机和第三高引气压缩机架构热管理系统的简化示意图。
图5是发动机和第四高引气压缩机架构热管理系统的简化示意图。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的类似或相似的标号已用于指代本公开的类似或相似的部分。
本文使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于其他实施方式或比其他实施方式有利。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载工具的正常运行姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流出的方向，而“下游”是指流体流向其的方向。
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，除非本文另有说明。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“所述”包括复数指代。
在本文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其相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，由一个或多个术语(例如“约”、“近似”和“基本上”)修饰的值，不限于指定的精确值。在至少某些情况下，近似语言可以对应于用于测量该值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％的裕度内。这些近似裕度可应用于单个值、限定数值范围的任一端点或两个端点，和/或端点之间范围的裕度。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被标识并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
本公开通常涉及用于推进系统的热管理系统。所公开的热管理系统从高压压缩机中提取相对大量的引气并用引气驱动预冷却系统。本公开提供了来自高压压缩机的引气的多种有效用途。
所提出的高引气架构有助于增加失速裕度并避免在低功率下的额外燃料流。此外，虽然更多的气流从高压压缩机排出，降低了整个推进系统的压缩机区段的效率，但这种配置允许热管理系统在没有相对于发动机的压缩机区段效率低的专用压缩机的情况下运行，从而为整个系统带来净效率效益。
现在参考附图，其中相同的数字在所有附图中表示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的推进系统10的示意性横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，推进系统10包括燃气涡轮发动机，本文称为“涡轮风扇发动机12”。在一个示例中，涡轮风扇发动机12可以是高旁通涡轮风扇喷气发动机。如图1所示，涡轮风扇发动机12限定轴向方向A(平行于以供参考的纵向中心线14延伸)和径向方向R。通常，涡轮风扇发动机12包括风扇区段16和设置在风扇区段16下游的核心涡轮发动机18。
所示的示例性核心涡轮发动机18通常包括限定环形入口22的基本管状外壳体20。外壳体20以串行流动顺序/关系包围压缩机区段，压缩机区段包括增压器或低压压缩机24(“LP压缩机24”)和高压压缩机26(“HP压缩机26”)；燃烧区段28；涡轮区段，涡轮区段包括高压涡轮30(“HP涡轮30”)和低压涡轮32(“LP涡轮32”)；和燃烧区段28。高压轴或线轴34(“HP线轴34”)将HP涡轮30驱动连接到HP压缩机26。低压轴或线轴36(“LP线轴36”)将LP涡轮32驱动连接到LP压缩机24。
对于所描绘的实施例，风扇区段16包括可变桨距风扇38，其具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40通常沿径向方向R从盘42向外延伸。由于风扇叶片40被可操作地联接到合适的致动构件44，每个风扇叶片40能够围绕俯仰轴线P相对于盘42旋转，致动构件44被配置为共同地，例如一致地改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42和致动构件44能够通过跨越动力齿轮箱46的LP线轴36一起绕纵向中心线14旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将LP线轴36的旋转速度降低到更有效的风扇转速。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42被可旋转的前轮毂48覆盖，该前轮毂48具有空气动力学轮廓以促进气流通过多个风扇叶片40。另外，风扇区段16包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向围绕可变桨距风扇38和/或核心涡轮发动机18的至少一部分。应当理解，在一些实施例中，机舱50可配置成通过多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于核心涡轮发动机18被支撑。此外，机舱50的下游区段54可以在核心涡轮发动机18的外部部分上方延伸，以便在其间限定旁通气流通道56。
在涡轮风扇发动机12操作期间，一定体积的空气58通过机舱50和/或风扇区段16的相关入口60进入涡轮风扇发动机12。当一定体积的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导向到旁通气流通道56中，并且如箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导向到LP压缩机24中。空气的第一部分62和空气的第二部分64之间的比率通常称为旁通比。空气的第二部分64的压力随后随着其导向通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段28而增加，在燃烧区段28中空气的第二部分64与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体66。随后，燃烧气体66被导向通过HP涡轮30和LP涡轮32，在那里从燃烧气体66提取一部分热能和/或动能。
燃烧气体66然后被导向通过核心涡轮发动机18的燃烧区段28，以提供推进推力。同时，空气的第一部分62的压力随着空气的第一部分62在从涡轮风扇发动机12的风扇喷嘴排气区段68排出之前导向通过旁通气流通道56而显著增加，也提供推进推力。
此外，如示意性描绘的，涡轮风扇发动机12进一步包括各种附件系统，以帮助涡轮风扇发动机12和/或包括涡轮风扇发动机12的飞行器的操作。例如，涡轮风扇发动机12还可包括润滑系统，润滑系统被配置成为例如在压缩机区段(包括LP压缩机24和HP压缩机26)、涡轮区段(包括HP涡轮30和LP涡轮32)、HP线轴34、LP线轴36和动力齿轮箱46中的各种轴承和齿轮啮合提供润滑剂。由润滑系统提供的润滑剂增加了这些部件的使用寿命并从这些部件中带走了一定量的热量。
还如示意性地描绘的，涡轮风扇发动机12驱动或启用包括涡轮风扇发动机12的飞行器的各种其他附件系统。例如，涡轮风扇发动机12将压缩空气从压缩机区段提供到热管理系统70。虽然示意性地描绘为来自LP压缩机24和HP压缩机26之间的位置，在某些示例性方面，热管理系统70可以接收来自HP压缩机26、来自HP压缩机26的出口或两者的压缩空气。
然而，应该理解的是，图1中描绘的涡轮风扇发动机12仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，本公开的方面可以附加地或替代地应用于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，涡轮风扇发动机12可以替代任何其他合适的航空燃气涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等。另外，在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机12可以包括或可操作地连接到任何其他合适的附件系统。附加地或替代地，涡轮风扇发动机12可以不包括或可操作地连接到一个或多个上述附件系统。
图2是推进系统10的简化示意图并且示出了涡轮风扇发动机12和热管理系统70。涡轮风扇发动机12可以以与图1的示例性涡轮风扇发动机12基本相同的方式配置。在该示例中，涡轮风扇发动机12是航空燃气涡轮发动机。HP压缩机26限定位于HP压缩机26上游端的入口72。
如图所示，热管理系统70是热能量管理系统。热管理系统流动路径74由热管理系统70限定并且是来自HP压缩机26的流向和/或流过热管理系统70的部件的空气的流动路径。热管理系统70被配置为接收通过热管理系统流动路径74从压缩机区段(例如，从HP压缩机26)提取的引气流。
热管理系统70进一步包括开关76。开关76是流量控制装置。这里，开关76可以是流体阀，例如三通可变流量流体阀。在本示例中，开关76是引气端口开关。在其他示例中，开关76可以包括打开/关闭阀和止回阀的系统。开关76经由第一管线78流体连接到HP压缩机26的入口72。第一管线78部分地限定热管理系统流动路径74。第一管线78也流体连接到HP压缩机26并从HP压缩机26延伸。另外，开关76经由第二管线80流体连接到HP压缩机26和燃烧区段28之间的接口(例如，HP压缩机26的出口)。开关76控制从第一管线78和第二管线80两者到热交换器82的流体(例如，气流)量。在该示例中，开关76调节提供给膨胀涡轮84的引气流的质量流率。
热管理系统70进一步包括热交换器82。在该示例中，热交换器82是燃料冷却的热交换器。热交换器82热连接到热管理系统流动路径74和燃烧区段28。热交换器82流体连接到HP压缩机26和燃烧区段28。热交换器82接收液体燃料并在液体燃料和从开关76接收的气流之间传递热能量。更具体地，在至少某些示例性方面，热交换器82将从开关76接收的气流中的热能量传递给液体燃料。
热管理系统70还包括膨胀涡轮84，膨胀涡轮84接收通过热交换器82的气流。在该示例中，膨胀涡轮84是预冷却引气膨胀器。膨胀涡轮84在热交换器82下游的位置处流体连接到热管理系统流动路径74。膨胀涡轮84配置成膨胀从热交换器82接收的气流。随着膨胀涡轮84膨胀气流，气流的热能量减少。在一个示例中，可以减少气流的热能量，使得气流的温度下降到低于环境空气的温度。
此外，热管理系统70包括齿轮箱86和发电机88。齿轮箱86可操作地联接到膨胀涡轮84。齿轮箱86配置为将旋转能量从膨胀涡轮84传递到发电机88。例如，随着膨胀涡轮84膨胀来自热交换器82的气流，膨胀涡轮84(或其内部部件)旋转。随着膨胀涡轮84旋转，扭矩从膨胀涡轮84传递到齿轮箱86。然后齿轮箱86可以将扭矩传递到推进系统10的其他部件，例如发电机88。这样，膨胀涡轮84可以经由机械装置(例如，经由齿轮箱86)向涡轮风扇发动机12提供扭矩。在该示例中，发电机88是电力发电机。例如，当扭矩传递到发电机88时，发电机88将扭矩转换为用于电气附件的电功率或增加推进系统10的运载工具功率源。
在来自热交换器82的气流通过膨胀涡轮84之后，气流然后行进到热负载90。热负载90是推进系统10附接到其的运载工具的部件或元件，其利用气流进行热能量传递。例如，热负载90可以包括用于运载工具排热的散热器或用于发动机的热管理系统的散热器中的一个或多个，例如油冷却、集油槽空气冷却和/或冷却的冷却空气或引气冷却。热负载90热连接到热管理系统流动路径74。
在通过热负载90之后，气流然后可以从热负载90排出并输送到LP涡轮32用于冷却和/或用于HP涡轮30或LP涡轮32的间隙控制。在其他示例中，从热负载90排出的气流可以被输送到排气涡轮(例如，风扇喷嘴排气区段68的)、主动间隙控制系统、发动机舱中的一个或多个，或被送到舷外环境。
回到热交换器82，热交换器82流体连接到脱氧系统92，脱氧系统92流体连接到燃料箱94。脱氧系统92是被配置为去除或以其他方式减少推进系统10的液体燃料中的氧的系统。例如，从脱氧系统92输出的所得燃料可以是脱氧燃料，由此脱氧燃料的燃烧经由燃烧区段28为涡轮风扇发动机12提供驱动力。在某些示例性实施例中，脱氧燃料的氧含量可小于或等于约百万分之5至百万分之1，以允许通过热交换器82的燃料接受更大的热量，而不会明显降解或焦化。脱氧系统92可以利用汽提气体、一个或多个膜等，来去除或转化推进系统10的液体燃料中的氧。
燃料箱94是用于飞行器的液体燃料的储存器。燃料箱94流体连接到脱氧系统92。在一个示例中，燃料箱94可以位于推进系统10附接到的飞行器的机翼或机身中。
脱氧系统92和燃料箱94的燃料系统被配置为向热交换器82提供冷却剂。燃料系统包括燃料箱94和脱氧系统92，脱氧系统92位于燃料箱94和热交换器82之间并流体连接到燃料箱94和热交换器82。
在一个示例中，一种管理推进系统10中的热能量的方法，包括从推进系统10的压缩机区段转向引气流。在该示例中，从压缩机区段转向的引气流从HP压缩机26转向通过第一管线78。取决于推进系统10的功率模式，引气流的额外部分可以经由第二管线80从HP压缩机26和燃烧区段28之间的接口转向。
从压缩机区段转向的引气流的量是压缩机区段的HP压缩机26的入口72处的入口流量的至少5％。在一个示例中，从压缩机区段转向的引气流的量大于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的10％且小于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的25％，例如大于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的约15％。
在另一个示例中，当推进系统10的功率水平小于推进系统10的最大额定功率水平的50％(例如小于推进系统10的最大额定功率水平的40％，例如小于推进系统10的最大额定功率水平的20％)时，从压缩机区段转向的引气流的量大于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的10％(例如大于或等于15％，例如小于25％)。术语“最大额定功率水平”是指在标准日操作条件下以最大额定速度操作期间推进系统10产生的功率量。在另一个示例中，当推进系统10的功率水平大于或等于推进系统10的最大额定功率水平的70％(例如大于或等于75％)时，从压缩机区段转向的引气流的量大于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的5％(例如大于或等于10％，例如大于或等于15％，例如小于25％)。通常，飞行器发动机的尺寸要满足最大推力要求。为了满足最大推力要求，最大限度地减少引气流的百分比可以有助于不必加大推进系统10的核心涡轮发动机18的尺寸，以满足热管理要求。
在部分功率运行条件下，推进系统10的核心涡轮发动机18在低于全容量的情况下运行，并且能够承受从HP压缩机26排出的额外空气。在某些示例中，热管理系统70可能需要最小量的物理气流，其在一种情况下，在高发动机功率(例如，大于最大额定功率水平的70％，例如大于最大额定功率水平的75％，例如大于最大额定功率水平的85％)下可以满足HP压缩机26的入口流量的5％，这与在较低发动机功率(例如，小于最大额定功率水平的50％、40％或20％)下的HP压缩机26的入口流量的15％的另一种情况类似。
在另一个示例中，当推进系统10的发动机速度小于推进系统10的最大额定速度的50％(例如小于推进系统10的最大额定速度的40％，例如小于推进系统10的最大额定速度的20％)时，从压缩机区段转向的引气流的量大于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的10％(例如大于或等于15％，例如小于25％)。术语“最大额定速度”是指推进系统10在标准日运行条件下以最大额定功率水平在运行期间运行的速度量。在另一个示例中，当推进系统10的发动机速度大于推进系统10的最大额定速度的70％(例如大于推进系统10的最大额定速度的75％，例如大于推进系统10的最大额定速度的85％)时，从压缩机区段转向的引气流的量大于或等于压缩机区段的入口72处的入口流量的5％(例如大于或等于10％，例如大于或等于15％，例如小于25％)。
然后将从压缩机区段转向的引气流提供给热管理系统70。在该示例中，将引气流提供给开关76，该开关76调节提供给膨胀涡轮84的引气流的质量流率。此外，在引气流被提供给膨胀涡轮84之前，引气流被提供给热交换器82。利用热交换器82冷却引气流。冷却剂由燃料系统(包括脱氧系统92和燃料箱94)提供到热交换器82。在这个示例中，冷却剂是液体燃料。
然后引气流被输送到热管理系统70的膨胀涡轮84并通过热管理系统70的膨胀涡轮84。在一个示例中，使引气流通过膨胀涡轮84包括利用引气流驱动膨胀涡轮84的涡轮元件。引气流由膨胀涡轮84膨胀。输出扭矩由膨胀涡轮84经由膨胀穿过膨胀涡轮84的引气流的至少一部分产生。在该示例中，输出扭矩从膨胀涡轮84输送到发电机88。然后，响应于引气流的膨胀，利用膨胀涡轮84减小引气流的热能量。在引气流通过膨胀涡轮84之后，引气流被提供给热负载90。
在某些示例性实施例中，可以维持涡轮风扇发动机12的失速裕度。更具体地，在至少某些示例性方面，管理推进系统10中的热能量的方法可以包括维持失速裕度的至少10％(例如至少15％，例如至少20％，例如高达约40％)。例如，涡轮风扇发动机12的失速裕度可以通过从压缩机区段排出引气流并使引气流流过膨胀涡轮84来维持。如本文所用，“失速裕度”可以由下面提供的等式1.1定义。
失速裕度＝(PRstall-PRoperating)/PRoperating 等式1.1
如本文所提供的，值crystal被定义为压缩机区段在给定校正流率下的失速状态的压力比。在该示例中，术语“压力比”可以定义为涡轮风扇发动机12的出口(例如，LP涡轮32的下游出口)处的压力除以压缩机区段的入口(例如，环形入口22)处的压力的比。值PRoperating定义为压力比或压缩机区段的正常运行线。
这里，热管理系统70提供了一种解决方案，该解决方案通过增加压缩机失速裕度和减少部分功率燃料燃烧来提高发动机性能。因此，通过在低功率条件下增加失速裕度从而减少了维持HP线轴34的速度所需的额外燃料，存在增加的燃料燃烧益处。因此，涡轮风扇发动机12和热管理系统70提供了一种比现有的设计更高热力学效率的解决方案。
由于热管理系统70的高引气/高压压缩机架构与热交换器82和预冷却引气膨胀器(例如膨胀涡轮84)联接，推进系统10提供热力学效率非常高的热能量管理解决方案。
例如，现有的发动机设计可以结合用于空气循环机器和专用制冷循环的若干小型压缩机和涡轮。小型压缩机的问题是，随着压缩机越小，由于叶尖间隙与叶片高度的比率大，叶尖间隙会成为效率低下的一大原因。此处，热管理系统70提供了热力学效率更高的解决方案，因为热管理系统70从HP压缩机26抽取引气，HP压缩机26由于其尺寸和相对尖端间隙而成为高效压缩机。
此外，热管理系统70提供冷空气用于冷却、发电和提高推进系统10的可操作性。此外，由于从HP压缩机26抽取引气，热管理系统70是可以缩放或适应其他发动机程序的热管理解决方案。因此，推进系统10的架构的益处可以应用于许多不同的发动机尺寸和发动机类型。
通过利用膨胀涡轮84，热管理系统70可以产生亚环境(低于T0)的温度，用于冷却推进系统10的各种部件。同样，膨胀涡轮84产生的功可以用于驱动齿轮箱86以抵消核心寄生扭矩或驱动增压泵，用于降低HP压缩机26的排放级。
在现有设计中，某些发动机并入瞬态排放阀，以调整压缩机以在某些条件下运行。例如，空气在较低功率水平下从压缩机排出，直到发动机功率水平增加，此时可以关闭瞬态排放阀。这里，消除了对离散瞬态排放阀的需要，因为热管理系统70能够推动可操作性引气通过膨胀涡轮84，以提取功并产生冷却。例如，热管理系统70可用于通过基于HP压缩机26的需要向上或向下节流热管理系统70来替换专用的瞬态排放阀。
此外，具有热管理系统70的推进系统10与某些现有设计的不同之处在于，从HP压缩机26抽取的引气越多，热管理系统70的冷却效益就越高。而在现有设计中，典型的方法是尽量减少从压缩机区段抽取的引气量。
此外，某些传统的发动机设计想要最小化引气流的量，以便最大化由HP涡轮30执行的功，从而导致在低功率条件(例如，地面怠速和飞行怠速)下增加的燃料流量，以增加HP线轴34的速度并避免HP压缩机26的失速状态。相反，推进系统10的高引气架构通过在相同压力比下采用更多引气流而固有地降低了压缩机区段的操作线，从而增加失速裕度并避免在低功率条件下额外的燃料流量。
应当理解，本文公开的实施例还可以包括非航空燃气涡轮发动机。在更进一步的实施例中，热管理系统70可以结合到竖直升降应用中。例如，在从HP压缩机26的入口72抽取引气的情况下，除了热管理系统70提供的那些之外，可以省略其他外部空气源(例如，风扇流或进气口(RAM scoop))以满足推进系统10或推进系统10附接到其的运载工具的冷却需求或发电要求。
图3是具有涡轮风扇发动机12和热管理系统70的推进系统10的简化示意图。如图所示，图3包括与上面关于图2描述的相同或类似的部件，其中增加了同流换热器(recuperator)96。
同流换热器96是配置用于在两种流体之间传递热能量的部件。在该示例中，同流换热器96是恢复式热交换器或回热式热交换器。同流换热器96流体连接在热交换器82和膨胀涡轮84之间。同流换热器96还流体连接在热负载90和涡轮风扇发动机12的涡轮区段的LP涡轮32之间。
在热管理系统70的操作期间，当引气流通过热交换器82时，引气流通过热管理系统流动路径74并被输送到同流换热器96。来自热交换器82的引气流是进入并通过同流换热器96的第一流体。进入并通过同流换热器96的第二流体从热负载90输送。同流换热器96通过将来自第一流体(例如，来自热交换器的引气流)的热能量传递到来自热负载90的流体流来起作用。
在热负载90没有从来自膨胀涡轮84的冷却引气流中获得所有冷却益处的情况下，同流换热器96用完来自热负载90的流体流的任何剩余冷却潜力(例如，将热能量从来自热交换器82的气流传递到来自热负载90的气流)，以在引气流被输送到膨胀涡轮84之前，预冷却来自热交换器82的要被膨胀涡轮84冷却的引气流。例如，如本文所用，术语“用完”可以指使同流换热器96使用来自热负载90的气流中的任何剩余冷却潜力，以在引气流被输送到膨胀涡轮84之前，预冷却来自热交换器82的引气流。例如，如果在引气流被输送到膨胀涡轮84之前，来自热负载90的通过管线95的气流具有比来自热交换器82的引气流更少的热能量(更冷)，然后在来自热负载90的气流被倾倒到LP涡轮32中之前，来自热交换器82的引气流的热能量将热能量传递到同流换热器96处的来自热负载90的气流。
以这种方式，在将来自热负载90的流体流倾倒到LP涡轮32、风扇喷嘴排气区段68(参见例如图1)、涡轮区段的主动间隙控制、发动机舱或舷外环境之前，同流换热器96最大化热管理系统70的冷却益处。
图4是具有涡轮风扇发动机12和热管理系统70的推进系统10的简化示意图。如图所示，图4包括与上面关于图2描述的相同或相似的部件，同时提供不同的部件布置。
例如，在图4中，脱氧系统92可操作地联接到齿轮箱86，使得齿轮箱86驱动脱氧系统92。
在这种情况下，除了齿轮箱86将旋转功率输送到发电机88以供发电机88转换成电功率之外，齿轮箱86还用于驱动脱氧系统92。例如，脱氧系统92可以包括需要旋转功率输入的接触器、分离器等。图4的实施例中的齿轮箱86可以直接或通过一个或多个中间部件提供这种旋转功率。在另一个示例中，齿轮箱86可以联接到推进系统10的附件齿轮箱并且使用由膨胀涡轮84产生的扭矩以将功率返回到HP线轴34上(参见例如图1)。
在该配置中，因为脱氧系统92由膨胀涡轮84经由齿轮箱86驱动，所以从推进系统10的不同部分获取的用于驱动脱氧系统92的功率或电量现在可以在推进系统10的其他地方保存和/或应用，从而提高推进系统10的整体效率。
图5是具有涡轮风扇发动机12和热管理系统70的推进系统10的简化示意图。如图所示，图5包括与上面关于图2描述的相同或相似的部件，其中不包括齿轮箱86并添加第三管线98。
在该示例中，与膨胀涡轮84经由齿轮箱86连接到发电机88(如图2-4所示)相比，膨胀涡轮84直接连接到发电机88。
另外，图5中所示的热管理系统70包括第三管线98。第三管线98在热负载90和LP涡轮32之间的位置处连接到热管理系统流动路径74。这里，第三管线98显示为虚线箭头以指示第三管线98可以可选地被包括在热管理系统70中或与热管理系统70结合使用。
在一个示例中，第三管线98可以与风扇喷嘴排气区段68(参见例如图1)流体连通，使得第三管线98可以将通过热负载90的部分或全部流转向风扇喷嘴排气区段68。在另一个示例中，第三管线98可以与环境流体连通，使得第三管线98可以将通过热负载90的部分或全部流转向环境大气。
如图5所示，热管理系统70被配置为使得发电机88流体连接到膨胀涡轮84。例如，发电机88沿着热管理系统流动路径74的下游方向(由热管理系统流动路径74的线段的箭头描绘)被设置在膨胀涡轮的下游和热负载的上游。
通常，为了发电，发电机部件的温度需要维持在材料的居里温度以下，以使发电机维持磁性。这里，发电机88直接从膨胀涡轮84接收冷却流体流，以冷却发电机88，以将发电机88的磁性部件的温度维持在它们的居里温度以下，并使发电效率最大化。
应当理解，通过图2-5示出的热管理系统70的任何配置和/或部件可以与图2-5中所示的热管理系统70的任何其他部件结合或组合。
该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在落入权利要求书的范围内。
进一步方面通过以下条项的主题提供：
一种管理推进系统中的热能量的方法，所述方法包括：使引气流从所述推进系统的压缩机区段转向。从所述压缩机区段转向的所述引气流的量是所述压缩机区段的高压压缩机的入口处的入口流量的至少5％。为热管理系统提供所述引气流。所述引气流通过所述热管理系统的膨胀涡轮。将所述引气流提供到热负载。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，进一步包括：在将所述引气流提供到所述膨胀涡轮之前，将所述引气流提供到第一热交换器，和利用所述第一热交换器冷却所述引气流。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，进一步包括：向所述第一热交换器提供冷却剂，其中所述冷却剂由燃料系统提供，其中所述燃料系统包括：燃料箱；和脱氧系统，所述脱氧系统位于所述燃料箱和所述第一热交换器之间并且流体连接到所述燃料箱和所述第一热交换器。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，使所述引气流通过所述膨胀涡轮包括：利用所述引气流驱动所述膨胀涡轮的涡轮元件；利用所述膨胀涡轮使所述引气流膨胀；并且利用所述膨胀涡轮降低所述引气流的热能量。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，使所述引气流通过所述膨胀涡轮进一步包括经由穿过所述膨胀涡轮使所述引气流的至少一部分膨胀来产生输出扭矩。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，进一步包括将所述输出扭矩从所述膨胀涡轮输送到发电机。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，进一步包括将所述输出扭矩从所述膨胀涡轮输送到所述推进系统的涡轮机。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，从所述压缩机区段转向的引气流的量大于或等于所述压缩机区段的入口处的入口流量的10％且小于或等于所述压缩机区段的入口处的入口流量的25％。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，当所述推进系统的功率水平大于所述推进系统的最大额定功率水平的70％时，从所述压缩机区段转向的引气流的量小于或等于所述压缩机区段的入口处的入口流量的约15％。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，当所述推进系统的功率水平小于所述推进系统的最大额定功率水平的70％时，从所述压缩机区段转向的引气流的量是所述压缩机区段的入口处的入口流量的至少约15％。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，当所述推进系统的功率水平大于所述推进系统的最大额定功率水平的75％时，从所述压缩机区段转向的引气流的量大于或等于所述压缩机区段的入口处的入口流量的5％。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，当所述推进系统的功率水平大于所述推进系统的最大额定功率水平的75％时，从所述压缩机区段转向的引气流的量小于或等于所述压缩机区段的入口处的入口流量的10％。
根据这些条项中一项或多项所述的方法，其中，使所述引气流从所述推进系统的压缩机区段转向包括使所述引气流从所述推进系统的压缩机区段转向以维持所述推进系统的失速裕度至少为10％。
一种推进系统，包括涡轮机和热管理系统。所述涡轮机包括处于串行流动顺序的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段，所述压缩机区段限定入口。所述热管理系统限定热管理系统流动路径并且被配置为接收通过所述热管理系统流动路径从所述压缩机区段提取的引气流。所述热管理系统包括：第一热交换器，膨胀涡轮和热负载。所述第一热交换器热连接到所述热管理系统流动路径和所述燃烧区段。所述膨胀涡轮在所述第一热交换器的下游位置处流体连接到热管理系统流动路径。所述热负载热连接到所述热管理系统流动路径。所述热管理系统被配置为从所述压缩机区段提取所述压缩机区段的入口处的入口流量的至少5％。
根据这些条项中一项或多项所述的推进系统，其中，所述压缩机区段包括：高压压缩机；和低压压缩机，其中所述第一热交换器流体连接到所述高压压缩机和所述燃烧区段。
根据这些条项中一项或多项所述的推进系统，进一步包括燃料系统，所述燃料系统包括：脱氧系统，所述脱氧系统流体连接到所述第一热交换器，其中所述燃料系统被配置为向所述第一热交换器提供冷却剂。
根据这些条项中一项或多项所述的推进系统，其中，所述热管理系统包括第一管线，所述第一管线部分地限定所述热管理系统流动路径，其中所述第一管线流体连接到所述压缩机区段并从所述压缩机区段延伸，其中所述压缩机区段包括：低压压缩机；和高压压缩机，其中所述第一管线流体连接到所述高压压缩机并从所述高压压缩机延伸。
根据这些条项中一项或多项所述的推进系统，进一步包括：第二管线，所述第二管线流体连接到所述高压压缩机和所述燃烧区段之间的接口并从其延伸；和引气端口开关，所述引气端口开关连接到所述第一管线和所述第二管线。
根据这些条项中一项或多项所述的推进系统，进一步包括：齿轮箱，所述齿轮箱可操作地联接到所述膨胀涡轮；和电力发电机，所述电力发电机可操作地联接到所述齿轮箱，其中所述齿轮箱被配置为将旋转能量从所述膨胀涡轮传递到所述电力发电机。
根据这些条项中一项或多项所述的推进系统，其中，所述热管理系统进一步包括在所述第一热交换器和所述膨胀涡轮之间流体连接的回热式热交换器，并且其中，所述回热式热交换器在所述热负载和所述涡轮区段之间流体连接。

Claims (10)

1.一种管理推进系统中的热能量的方法，其特征在于，所述方法包括：
使引气流从所述推进系统的压缩机区段转向，其中从所述压缩机区段转向的所述引气流的量是所述压缩机区段的高压压缩机的入口处的入口流量的至少5％；
为热管理系统提供所述引气流；
使所述引气流通过所述热管理系统的膨胀涡轮；和
将所述引气流提供到热负载。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：
在将所述引气流提供到所述膨胀涡轮之前，将所述引气流提供到第一热交换器；和
利用所述第一热交换器冷却所述引气流。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，进一步包括向所述第一热交换器提供冷却剂，其中所述冷却剂由燃料系统提供，其中所述燃料系统包括：
燃料箱；和
脱氧系统，所述脱氧系统位于所述燃料箱和所述第一热交换器之间并且流体连接到所述燃料箱和所述第一热交换器。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，使所述引气流通过所述膨胀涡轮包括：
利用所述引气流驱动所述膨胀涡轮的涡轮元件；
利用所述膨胀涡轮使所述引气流膨胀；并且
利用所述膨胀涡轮降低所述引气流的热能量。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，使所述引气流通过所述膨胀涡轮进一步包括经由穿过所述膨胀涡轮使所述引气流的至少一部分膨胀来产生输出扭矩。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，进一步包括将所述输出扭矩从所述膨胀涡轮输送到发电机。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，进一步包括将所述输出扭矩从所述膨胀涡轮输送到所述推进系统的涡轮机。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，从所述压缩机区段转向的所述引气流的量大于或等于所述压缩机区段的所述入口处的所述入口流量的10％且小于或等于所述压缩机区段的所述入口处的所述入口流量的25％。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中，当所述推进系统的功率水平大于所述推进系统的最大额定功率水平的70％时，从所述压缩机区段转向的所述引气流的量小于或等于所述压缩机区段的所述入口处的所述入口流量的约15％。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，其中，当所述推进系统的功率水平小于所述推进系统的最大额定功率水平的70％时，从所述压缩机区段转向的所述引气流的量是所述压缩机区段的所述入口处的所述入口流量的至少约15％。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230250754A1 (en) * 2022-02-08 2023-08-10 Raytheon Technologies Corporation Multiple turboexpander system having selective coupler
US11988138B2 (en) * 2022-09-13 2024-05-21 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid propulsion system with integrated air-cooling system

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6059522A (en) * 1996-04-17 2000-05-09 United Technologies Corporation Compressor stall diagnostics and avoidance
US20070101731A1 (en) * 2005-09-07 2007-05-10 United Technologies Corporation Deoxygenated fuel-cooled environmental control system pre-cooler for an aircraft
GB0720628D0 (en) * 2007-10-20 2007-11-28 Rolls Royce Plc Bearing arrangement
FR2964087B1 (fr) * 2010-08-25 2013-06-14 Turbomeca Procede d'optimisation de l'operabilite de motorisation d'un aeronef et groupe de puissance autonome de mise en oeuvre
GB201410180D0 (en) * 2014-06-09 2014-07-23 Rolls Royce Plc Method and apparatus for controlling a compressor of a gas turbine engine
US20170175646A1 (en) * 2015-12-22 2017-06-22 General Electric Company Method and system for stall margin modulation as a function of engine health
EP3477079A1 (en) * 2017-10-30 2019-05-01 Siemens Aktiengesellschaft Method of controlling a gas turbine engine
US11746701B2 (en) * 2018-08-09 2023-09-05 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Bleed expander cooling with turbine

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