CN116733607A - 气体涡轮引擎和功率电子设备的组合 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种气体涡轮引擎和功率电子设备的组合，该功率电子设备用于为飞行器和/或引擎系统提供功率。引擎包括引擎芯部和构造成冷却和润滑引擎芯部的轴承的油回路，和用于将燃料供应到燃烧室的燃料回路。燃料回路包括低压泵和高压泵，该低压泵用于将燃料加压至低压，该高压泵构造成接收低压燃料并将压力提高至高压以用于供应到燃料计量系统并由此供应到燃烧室。引擎还包括燃料‑油热交换器，该燃料‑油热交换器在低压泵的出口和高压泵的入口之间的燃料回路上具有燃料侧，并且在油回路上具有油侧，以将热量从油回路传递到燃料回路。功率电子设备构造成将由功率电子设备产生的热量传递到由低压燃料的部分形成的冷却流。

Description

气体涡轮引擎和功率电子设备的组合
技术领域
本发明涉及气体涡轮引擎和功率电子设备的组合，该功率电子设备用于为飞行器和/或引擎系统提供功率。
背景技术
气体涡轮引擎包括复杂的热管理系统以控制部件的温度。特别地，热量排放到用于冷却和润滑引擎部件的引擎油系统的油中。油系统中的油继而通过将热量传递到引擎燃料和/或气流而被冷却。
冷却需求的另外的源能够来源于电气部件(诸如功率电子设备)的热管理，这些电气部件形成飞行器和/或引擎系统的越来越重要的部分。未能满足增加的冷却需求可能导致这种系统的较不可靠的或恶化的性能。特别地，用于为飞行器和/或引擎系统(例如，舱室鼓风机系统)提供功率的功率电子设备的性能可能由温度变化影响，并且因此在飞行器操作的所有阶段期间可靠地控制其温度是重要的。
用于电气部件的常规的热管理解决方案包括空气冷却。例如，由引擎风扇产生的冷的旁通管道气流能够用作热沉，以经由例如气冷热交换器和/或冷却翅片将热量排放到其中，该冷却翅片从功率电子设备定位在其内的容器凸出。然而，由于更加电气化的飞行器的增加的冷却需求，这种气冷热交换器的表面面积需求可能变得日益难以集成到引擎中。
当气体涡轮引擎包括功率齿轮箱(PGB)(PGB在引擎的热管理系统上施加另外的冷却需求)以驱动风扇时，可能加剧这些问题。
已根据以上考虑因素设计了本发明。
发明内容
本发明至少部分地基于认识到：即使在引擎燃料回路还用于引擎油回路中的油的热管理时，也能够通过利用引擎燃料回路来满足用于为飞行器和/或引擎系统提供功率的功率电子设备的冷却需求。
因此，在第一方面中，本发明提供气体涡轮引擎和功率电子设备的组合，该功率电子设备用于为飞行器和/或引擎系统提供功率，其中引擎包括：
引擎芯部，其包括涡轮、燃烧室、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴；
油回路，其构造成冷却和润滑引擎芯部的轴承；
燃料回路，其用于将燃料供应到燃烧室，燃料回路包括：
低压泵，其用于将燃料加压至低压；
高压泵，其构造成接收低压燃料并将压力提高至高压以用于供应到燃料计量系统并由此供应到燃烧室；和
燃料-油热交换器，其在低压泵的出口和高压泵的入口之间的燃料回路上具有燃料侧，并且在油回路上具有油侧，以将热量从油回路传递到燃料回路；并且
其中，功率电子设备构造成将由功率电子设备产生的热量传递到由低压燃料的部分形成的冷却流，冷却流在低压泵的出口和燃料-油热交换器的燃料侧之间从燃料回路提取并返回到该燃料回路。
因此，通过采用该布置，能够通过实施燃料冷却的解决方案来满足功率电子设备的冷却需求。特别地，功率电子设备构造成将热量排放到由低压燃料的部分形成的冷却流中，冷却流在低压泵的出口和燃料-油热交换器的燃料侧之间从燃料回路提取并返回到该燃料回路。在该位置处从燃料回路提取燃料和将燃料返回到燃料回路具有多个优点。第一，相对于使用由低压泵的上游的燃料形成的冷却流，其避免由于冷却流(其在冷却功率电子设备之后具有提高的温度)不返回到低压泵的入口而损害低压泵的吸力能力。第二，在从燃料-油热交换器到燃料中的总体上更大的热量传递之前执行从功率电子设备到燃料中的热量传递。如果以相反的顺序执行这两个热量传递过程，则可能损害功率电子设备的冷却。第三，相对于其中功率电子设备定位在燃料回路的主燃料管线上使得来自低压泵的全部燃料首先通过功率电子设备并且然后通过燃料-油热交换器的不同的可能的布置，降低了过度冷却和过量压降的风险。最后，使用燃料回路来冷却功率电子设备能够实现多如约10kW的热量传递率，相比于常规的气冷解决方案，其利用小得多的引擎占地面积总体上足以满足功率电子设备的冷却需求。
现在将阐述本发明的可选特征。这些特征能够单独地或与本发明的任何方面以任何组合来应用。
功率电子设备可用于为飞行器舱室鼓风机系统提供功率。
功率电子设备可还包括内部通路以用于冷却流通过其流动。备选地或另外地，功率电子设备可还包括由冷却流冷却的一个或多个冷板以用于提取由功率电子设备产生的热量。这种内部通路和/或冷板能够增强热量从功率电子设备到冷却流的传递，从而更可靠地且有效地控制功率电子设备的温度。
气体涡轮引擎可还包括构造成驱动冷却流的提取和返回的冷却泵。这种冷却泵能够更可靠地控制冷却流的流率，并因此更可靠地且有效地控制功率电子设备的温度。
根据一个选择，泵可便利地为电动泵。备选地，泵可为喷射泵，该喷射泵使用由通过高压泵产生的高压燃料的部分形成的溢流来驱动冷却流的提取和返回。溢流然后能够通过与冷却流混合在低压泵的出口和燃料-油热交换器的燃料侧之间返回到燃料回路。例如，喷射泵可使用取自燃料计量系统的上游的高压燃料的溢流。这种喷射泵典型地具有小的占地面积并因此易于集成到引擎中。如果使用喷射泵，冷却流可在冷却功率电子设备之后进入喷射泵，即，喷射泵能够在功率电子设备的下游。喷射泵的该位置避免使来自溢流的相对高温度的燃料被用于冷却功率电子设备。
气体涡轮引擎可还包括阀以控制用于驱动喷射泵的溢流的量。以这种方式，冷却流的流率能够继而被控制以满足功率电子设备的冷却需求。另外地，能够降低溢流对高压泵的燃料流动能力的影响。
功率电子设备可容纳在隔热容器中。这能够允许对功率电子设备的附近中的环境温度的更高水平的控制。
引擎可还包括气冷热交换器，诸如表面冷却器，其构造成将由功率电子设备产生的热量传递到由引擎产生的气流。例如，当气体涡轮引擎是具有用于引擎芯部外部的旁通气流的旁通管道的涡轮风扇引擎时，气流可为由风扇产生的旁通管道气流。与以上讨论的燃料冷却组合，这能够提高引擎的冷却能力。
如本文中别处指出的，本公开涉及气体涡轮引擎。这种气体涡轮引擎包括引擎芯部，该引擎芯部包括涡轮、燃烧室、压缩机和将涡轮连接到压缩机的芯轴。这种气体涡轮引擎可包括定位在引擎芯部的上游的风扇(具有风扇叶片)。
本公开的布置可特别地(尽管并非唯一地)有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，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向风扇输出驱动，以便以比芯轴更低的旋转速度驱动风扇。到齿轮箱的输入可直接地来自芯轴，或例如经由正齿轴和/或齿轮间接地来自芯轴。芯轴可刚性地连接涡轮和压缩机，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中风扇以较低的速度旋转)。
如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的总体架构。例如，气体涡轮引擎可具有连接涡轮和压缩机的任何期望数量的轴，例如一个、两个或三个轴。纯粹通过示例，连接到芯轴的涡轮可为第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可为第一压缩机，并且芯轴可为第一芯轴。引擎芯部可还包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可布置成以比第一芯轴更高的旋转速度旋转。
在这种布置中，第二压缩机可轴向地定位在第一压缩机的下游。第二压缩机可布置成接收(例如，直接地接收，例如，经由总体上环形的管道接收)来自第一压缩机的流。
齿轮箱可布置成由构造成(例如，在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，以上示例中的第一芯轴)驱动。例如，齿轮箱可布置成仅由构造成(例如，在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，仅为以上示例中的第一芯轴，而非第二芯轴)驱动。备选地，齿轮箱可布置成由任何一个或多个轴(例如以上示例中的第一轴和/或第二轴)驱动。
齿轮箱可为减速齿轮箱(因为到风扇的输出是比来自芯轴的输入更低的旋转速率)。可使用任何类型的齿轮箱。例如，如本文中别处更详细描述的，齿轮箱可为“行星”或“星形”齿轮箱。齿轮箱可具有任何期望的减速比(限定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，例如在从3到4.2或从3.2到3.8的范围中，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。齿轮比可为例如在前述句子中的任何两个值之间。纯粹通过示例，齿轮箱可为具有在从3.1或3.2到3.8的范围中的比的“星形”齿轮箱。在一些布置中，齿轮比可在这些范围之外。
在如本文中描述的和/或要求保护的任何气体涡轮引擎中，可在风扇和(一个或多个)压缩机的轴向下游提供燃烧室。例如，燃烧室可直接地在第二压缩机(在提供第二压缩机的地方)的下游(例如，在第二压缩机的出口处)。通过另外的示例，在到燃烧室的出口处的流可被提供到第二涡轮(在提供第二涡轮的地方)的入口。燃烧室可提供在(一个或多个)涡轮的上游。
所述压缩机或每个压缩机(例如，如以上描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。每个级可包括一排转子叶片和一排定子导叶，该定子导叶可为可变定子导叶(其中它们的入射的角度可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子导叶可从彼此轴向地偏移。
所述涡轮或每个涡轮(例如，如以上描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。每个级可包括一排转子叶片和一排定子导叶。该排转子叶片和该排定子导叶可从彼此轴向地偏移。
每个风扇叶片可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％跨度位置处的末梢。毂部处的风扇叶片的半径与末梢处的风扇叶片的半径的比可小于(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。毂部处的风扇叶片的半径与末梢处的风扇叶片的半径的比可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从0.28到0.32的范围中。这些比可通常被称为毂部与末梢的比。毂部处的半径和末梢处的半径两者都可在叶片的前缘(或轴向最靠前)部分处测量。当然，毂部与末梢的比指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即任何平台的径向外部的部分。
风扇的半径可在引擎中心线和风扇叶片前缘处的风扇叶片的末梢之间测量。风扇直径(其可以简单地是风扇的半径的两倍)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)。风扇直径可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从240cm到280cm或从330cm到380cm的范围中。
风扇的旋转速度在使用中可变化。总体上，对于具有较高直径的风扇，旋转速度较低。纯粹通过非限制性的示例，巡航条件下的风扇的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。纯粹通过另外的非限制性示例，对于具有在从220cm到300cm(例如，240cm到280cm或250cm到270cm)的范围中的风扇直径的引擎，巡航条件下的风扇的旋转速度可在从1700rpm到2500rpm的范围中，例如在从1800rpm到2300rpm的范围中，例如在从1900rpm到2100rpm的范围中。纯粹通过另外的非限制性示例，对于具有在从330cm到380cm的范围中的风扇直径的引擎，巡航条件下的风扇的旋转速度可在从1200rpm到2000rpm的范围中，例如在从1300rpm到1800rpm的范围中，例如在从1400rpm到1800rpm的范围中。
在气体涡轮引擎的使用中，(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末梢以速度U末梢运动。由风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇末梢负载可限定为dH/U末梢 2，其中dH是横跨风扇的焓升(例如，1-D平均焓升)，并且U末梢是风扇末梢的(平移)速度，例如末梢的前缘处的(平移)速度(其可限定为前缘处的风扇末梢半径乘以角速度)。巡航条件下的风扇末梢负载可大于(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(所有值是无量纲的)。风扇末梢负载可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从0.28到0.31或0.29到0.3的范围中。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁通比，其中旁通比限定为巡航条件下通过旁通管道的流的质量流率与通过芯部的流的质量流率的比。在一些布置中，旁通比可大于(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。旁通比可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从12到16、13到15、或13到14的范围中。旁通管道可基本上为环形。旁通管道可在芯部引擎的径向外部。旁通管道的径向外表面可由机舱和/或风扇壳体限定。
如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可限定为风扇的上游的滞止压力与最高压力压缩机的出口处(进入到燃烧室中之前)的滞止压力的比。通过非限制性示例，如本文中描述的和/或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。总压力比可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从50到70的范围中。
引擎的比推力可限定为引擎的净推力除以通过引擎的总质量流。巡航条件下，本文中描述的和/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。比推力可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从80Nkg-1s到100Nkg-1s、或85Nkg-1s到95Nkg-1s的范围中。与常规的气体涡轮引擎相比，这种引擎可特别地高效。
如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。纯粹通过非限制性示例，如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮可以能够产生至少(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。最大推力可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)。纯粹通过示例，如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮可以能够产生在从330kN到420kN，例如350kN到400kN的范围中的最大推力。以上提到的推力可以是海平面加15摄氏度下的标准大气条件(环境压力101.3kPa，温度30摄氏度)下的最大净推力，其中引擎静止。
在使用中，到高压涡轮的入口处的流的温度可以特别高。该温度(其可被称为TET)可在到燃烧室的出口处(例如，紧接地在第一涡轮导叶(该第一涡轮导叶本身可被称为喷嘴导向导叶)的上游)测量。在巡航时，TET可以是至少(或大约为)以下中的任何一个：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。在巡航时的TET可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)。在引擎的使用中的最大TET可以是例如至少(或大约为)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前述句子中的任何两个值界定的包含性范围中(即，这些值可形成上限或下限)，例如在从1800K到1950K的范围中。最大TET可出现例如在高推力条件下，例如在最大起飞(MTO)条件下。
本文中描述的和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼型部分可由任何合适的材料或材料的组合来制造。例如风扇叶片和/或翼型的至少部分可至少部分地由复合物(例如，金属基质复合物和/或有机基质复合物，诸如碳纤维)制造。通过另外的示例，风扇叶片和/或翼型的至少部分可至少部分地由金属(诸如钛基金属或铝基材料(诸如铝锂合金)或钢基材料)制造。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，其可使用比叶片的其余部分能够更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料制造。这种前缘可例如使用钛或钛基合金制造。因此，纯粹通过示例，风扇叶片可具有碳纤维或铝基主体(诸如铝锂合金)，其具有钛前缘。
如本文中描述的和/或要求保护的风扇可包括中心部分，风扇叶片可从该中心部分例如在径向方向上延伸。风扇叶片可以任何期望的方式附接到中心部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可接合毂部(或盘)中的对应的槽部。纯粹通过示例，这种固定件可以成楔形隼的形式，该楔形隼可槽接到毂部/盘中的对应的槽部中和/或接合毂部/盘中的对应的槽部，以便将风扇叶片固定到毂部/盘。通过另外的示例，风扇叶片可能与中心部分集成地形成。这种布置可被称为叶片盘或叶片环。任何合适的方法可用来制造这种叶片盘或叶片环。例如，风扇叶片的至少部分可由块机械加工和/或风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)附接到毂部/盘。
本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可以或可以不设置有可变面积喷嘴(VAN)。这种可变面积喷嘴可允许旁通管道的出口面积在使用中变化。本公开的总体原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文中描述的和/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。
如本文中使用的，巡航条件具有常规含义并且技术人员将容易理解。因此，对于用于飞行器的给定的气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是意指在飞行器(气体涡轮引擎设计成附接到该飞行器)的给定任务(其可在行业中可被称为“经济任务”)的巡航中段处的引擎的操作点。就此点而言，巡航中段是飞行器飞行周期中的点，在该点处，在爬升的顶部和下降的开始之间燃烧的全部燃料的50％已被燃烧(其可近似于爬升的顶部和下降的开始之间——就时间和/或距离而言——的中点)。巡航条件因此限定气体涡轮引擎的操作点，该气体涡轮引擎提供推力，在考虑到提供给该飞行器的引擎的数量的情况下，该推力将确保在飞行器(气体涡轮引擎被设计成附接到该飞行器)的巡航中段处的稳态操作(即，维持恒定海拔高度和恒定马赫数)。例如，在引擎被设计成附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器的情况下，在巡航条件下，引擎提供用于该飞行器在巡航中段处的稳态操作将需要的总推力的一半。
换句话说，对于用于飞行器的给定的气体涡轮引擎，巡航条件限定为引擎的操作点，该引擎的操作点在巡航中段大气条件(由在巡航中段海拔高度处根据ISO 2533的国际标准大气限定)下提供比推力(其被需要以在给定的巡航中段马赫数下提供——与飞行器上的任何其他引擎组合——(引擎设计成附接到的)飞行器的稳态操作)。对于用于飞行器的任何给定的气体涡轮引擎，巡航中段推力、大气条件和马赫数是已知的，并且因此巡航条件下引擎的操作点被清楚地限定。
纯粹通过示例，巡航条件下的前向速度可为在从0.7马赫到0.9马赫(例如0.75马赫到0.85马赫、例如0.76马赫到0.84马赫、例如0.77马赫到0.83马赫、例如0.78马赫到0.82马赫、例如0.79马赫到0.81马赫)的范围中的任何点，例如大约0.8马赫、大约0.85马赫，或在从0.8到0.85的范围中。这些范围内的任何单个速度可为巡航条件的部分。对于一些飞行器，巡航条件可在这些范围之外，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
纯粹通过示例，巡航条件可对应于在从10000m到15000m的范围中的海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气，ISA)，该海拔高度例如在从10000m到12000m的范围中，例如在从10400m到11600m(约38000ft)的范围中，例如在从10500m到11500m的范围中，例如在从10600m到11400m的范围中，例如在从10700m(约35000ft)到11300m的范围中，例如在从10800m到11200m的范围中，例如在从10900m到11100m的范围中，例如大约11000m。巡航条件可对应于在这些范围中的任何给定海拔高度处的标准大气条件。
纯粹通过示例，巡航条件可对应于在0.8的前向马赫数下和38000ft(11582m)的海拔高度处的标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的需要的推力水平(例如，在从30kN到35kN的范围中的值)的引擎的操作点。纯粹通过另外的示例，巡航条件可对应于在0.85的前向马赫数下和35000ft(10668m)的海拔高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)下提供已知的需要的推力水平(例如，在从50kN到65kN的范围中的值)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文中别处限定的巡航条件下操作。这种巡航条件可由飞行器的巡航条件(例如，巡航中段条件)确定，至少一个(例如，2个或4个)气体涡轮引擎可安装到该飞行器以便提供推进推力。
根据一方面，提供有一种飞行器，其包括如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎。根据这个方面的飞行器是气体涡轮引擎已被设计为要附接于其的飞行器。因此，根据这个方面的巡航条件对应于如本文中别处限定的飞行器的巡航中段。
根据一方面，提供有一种操作如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文中别处限定的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下。
根据一方面，提供有一种操作包括如本文中描述的和/或要求保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据这个方面的操作可包括(或可以是)如本文中别处限定的在飞行器的巡航中段处的操作。
技术人员将意识到，除相互排斥的情况之外，关于以上方面中的任何一个方面描述的特征或参数可应用到任何其他方面。此外，除了相互排斥的情况之外，本文中描述的任何特征或参数可应用到本文中描述的任何方面和/或与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图讨论图示本发明的原理的实施例，在附图中：
图1是气体涡轮引擎的剖面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写剖面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖切视图；以及
图4是气体涡轮引擎的油回路和燃料回路的示意图。
具体实施方式
现在将参考附图讨论本发明的方面和实施例。另外的方面和实施例对那些本领域技术人员来说将是显而易见的。本篇文章中提到的所有文件通过引用并入本文中。
图1图示具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气部12和推进风扇23，该推进风扇23生成两种气流：芯部气流A和旁通气流B。气体涡轮引擎10包括接收芯部气流A的芯部11。引擎芯部11以轴向流串联的形式包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、低压涡轮19和芯部排出喷嘴20。机舱21包围气体涡轮引擎10并限定旁通管道22和旁通排出喷嘴18。旁通气流B流动通过旁通管道22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由低压涡轮19驱动。
在使用中，芯部气流A由低压压缩机14加速和压缩并被引导到高压压缩机15中，在高压压缩机15中发生进一步的压缩。从高压压缩机15排出的经压缩的空气被引导到燃烧设备16中，在燃烧设备16中经压缩的空气与燃料混合并且混合物被燃烧。然后，所得到的热的燃烧产物在通过喷嘴20被排出之前通过高压涡轮17和低压涡轮19膨胀，并从而驱动高压涡轮17和低压涡轮19，以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27驱动高压压缩机15。风扇23总体上提供大部分的推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置在图2中示出。低压涡轮19(见图1)驱动轴26，该轴26耦合到周转齿轮布置30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向外部并与其相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮32通过行星架34耦合在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步方式围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32能够围绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36耦合到风扇23以便驱动其围绕引擎轴线9的旋转。在行星齿轮32径向外部并与其相互啮合的是环形或环状齿轮38，该环形或环状齿轮38经由连杆40耦合到静止的支撑结构24。
注意，如本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可被认为分别意指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)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提及的“低压涡轮”和“低压压缩机”可备选地被称作“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用这种备选用语的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力压缩级。
在图3中通过示例更详细地示出周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环状齿轮38中的每个包括围绕其圆周的齿以与其他齿轮相互啮合。然而，为了清楚起见，图3中仅图示了齿的示例性部分。图示有四个行星齿轮32，然而对本领域技术人员来说将显而易见的是，在要求保护的发明的范围内可提供更多或更少的行星齿轮32。行星周转齿轮箱30的实际应用总体上包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中通过示例图示的周转齿轮箱30属于行星类型，其中行星架34经由连杆36耦合到输出轴，而环状齿轮38固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。通过另外的示例，周转齿轮箱30可以是星形布置，其中行星架34保持固定，而允许环状(或环形)齿轮38旋转。在这种布置中，风扇23由环状齿轮38驱动。通过另外的备选示例，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环状齿轮38和行星架34两者都允许旋转。
将意识到，图2和图3中示出的布置仅是通过示例，并且各种备选方案都在本公开的范围内。纯粹通过示例，任何合适的布置都可用于将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。通过另外的示例，齿轮箱30和引擎10的其他部分(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接(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。通过另外的示例，可使用引擎的旋转部分和静止部分之间(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，并且本公开不限于图2的示例性布置。例如，在齿轮箱30具有(以上描述的)星形布置的情况下，技术人员将容易理解，输出和支撑连杆以及轴承位置的布置将典型地不同于图2中通过示例示出的那样。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如，星形或行星的)、支撑结构、输入和输出轴布置以及轴承位置的任何布置的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动另外的和/或备选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用到的其他气体涡轮引擎可具有备选的构造。例如，这种引擎可具有备选数量的压缩机和/或涡轮和/或备选数量的互连轴。通过另外的示例，图1中示出的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意指通过旁通管道22的流具有其自身的喷嘴18，该喷嘴18与芯部引擎喷嘴20分开并在芯部引擎喷嘴20径向外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用到如下引擎，在该引擎中，通过旁通管道22的流和通过芯部11的流在单个喷嘴(其可被称为混流喷嘴)之前(或在其上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论混合的或分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但本公开可应用到例如任何类型的气体涡轮引擎，例如，诸如开放转子(其中风扇级未由机舱包围)或涡轮螺旋桨引擎。在一些布置中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
气体涡轮引擎10的几何形状和其部件由常规的轴线系统限定，包括轴向方向(其与旋转轴线9对齐)、径向方向(在图1中的底部到顶部的方向上)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
图1和图2的气体涡轮引擎10还具有：构造成冷却和润滑引擎芯部11的轴承以及功率齿轮箱(PGB)30的轴承和齿轮的油回路44，和用于将燃料供应到燃烧室16的燃料回路50。图4中示意性地示出回路44、50两者。
在引擎操作期间，来自引擎油箱的油为油回路44提供油的供应。典型地，油从箱中被抽吸通过滤筛器，并且然后使用具有限压阀的油泵被泵送通过过滤器(它们均未在图4中示出)。油然后在被用于冷却和润滑舱室鼓风机(CB)42、涡轮机械(TM)43(即，涡轮17、19和压缩机14、15)和PGB 30的轴承等之前流向各个热交换器41、46、51、56的油侧。阀45根据需要来控制和引导油流。已经执行了其润滑和冷却功能后，油被引导到集油槽并通过回油泵返回到油箱。
为了防止油过热使得其将不能充分地执行其冷却和润滑功能，来自油回路44的热量被传递到流体热沉，即，在热交换器41、46、51、56处的燃料和气流。更特别地，热量经由基质气冷油冷却器(MACOC)41、46(其将热量从油排放到由风扇23产生的旁通管道空气)从油回路44排放到冷却气流。备选地，热量可经由其他类型的气冷热交换器排放，诸如表面气冷油冷却器(SACOC)。另外的热量经由一个或多个燃料冷却的油冷却器(FCOC)从油回路传递到燃料回路50，在这种情况下该一个或多个燃料冷却的油冷却器是第一FCOC 51和第二FCOC 56，第一FCOC 51在燃料回路上在第二FCOC 56的上游。热量从油回路的传递还保护燃料免于形成燃料携带的冰粒。此外，油回路44和燃料回路50之间的热量的交换有助于降低引擎10中的热力学损失。
燃料回路50将燃料从飞行器燃料箱供应到燃烧室16以用于燃烧。在操作期间，从飞行器燃料箱抽吸的燃料通过低压(LP)泵被加压至低压。低压燃料然后被引导到高压(HP)泵，该高压(HP)泵将燃料的压力提高至高压并将其供应至燃料计量系统，该燃料计量系统响应于由电子引擎控制器(EEC)指示的燃料需求来控制引擎消耗的流。在图4的示例中，燃料计量系统由液压机械装置(HMU)提供。第一FCOC 51和第二FCOC 56的燃料侧在LP泵的出口和HP泵的入口之间。
由LP泵产生的低压燃料的部分提取自燃料回路50并作为冷却流被送到功率电子设备(PE)52，并且然后返回到在第一FCOC 51的燃料侧的上游的燃料回路。该示例中的PE用于为飞行器的舱室鼓风机(CB)系统提供功率，但是可能需要这种主动冷却的其他类型的PE包括用于为飞行器控制致动器提供功率的PE。PE能够安装到引擎或者其可安装在飞行器上距引擎一距离处的便利的位置处。
由HP泵产生的HP燃料的部分(例如，取自HMU的燃料计量阀的上游的HMU的燃料洗涤过滤器)作为溢流在LP泵的出口和HP泵的入口之间返回到燃料回路50。该溢流的至少部分被供应到喷射泵55，以驱动冷却流通过泵和PE 52。用于驱动喷射泵的燃料溢流的量由阀54控制以满足PE的冷却需求。在已经通过喷射泵后，冷却流(与用于驱动泵的溢流的部分混合)返回到第一FCOC 51的燃料侧的上游的燃料回路。溢流比冷却流处于更高的温度，并且因此优选地喷射泵定位在PE的下游以避免用于驱动泵的溢流的部分降低冷却流的冷却有效性。
为了增强PE和冷却流之间的热量传递，PE能够设置有冷却流能够通过的内部通路和/或设置有由冷却流冷却的一个或多个冷板。另外地，如图4中示出的，PE 52的冷却能够由气冷热交换器补充，该气冷热交换器将由PE产生的热量传递到由风扇23产生的旁通管道(BPD)气流B。例如，气冷热交换器能够实施为MACOC或SACOC。
以上讨论的冷却布置能够实现多如约10kW的热量传递率以冷却PE 52，而需要相对小的引擎占地面积。此外，由于冷却流(其在冷却PE之后具有提高的温度)不返回到LP泵的入口，其避免损害LP泵的吸力能力。另外，相对于其中PE定位在燃料回路的主燃料管线上使得来自LP泵的全部燃料首先通过PE并且然后通过第一FCOC 51的不同的可能的布置，降低了过度冷却和过量压降的风险。此外，在从第一FCOC 51到燃料中的总体上更大的热量传递之前执行从PE到燃料中的热量传递。如果第一FCOC在燃料回路上定位在PE之前，则可能损害PE的冷却。在另一方面，相比于从油回路传递进来的热量，从PE传递到燃料回路中的相对小量的热量不会显著影响第一FCOC 51中的燃料回路用来冷却油回路中的油的能力。
图4中示出的燃料回路的修改是可能的。例如，驱动冷却流的泵能够是电动泵而不是喷射泵55。如果冷却泵是电动泵，其能够定位在PE之前或之后，因为其不依靠来自HMU的燃料溢流来驱动冷却流。另外地，电动泵能够被容易地控制。然而，相比于喷射泵，它们典型地具有更大的引擎占地面积，并且可能由于它们较大数量的运动部件而较不可靠。
PE 52能够容纳在隔热容器中，其实现PE周围的环境温度的更高水平的控制。
以它们的具体形式、或就用于执行公开的功能的装置或用于获得公开的结果的方法或过程而言表示的、在前述描述中、或在以下权利要求书中、或在附图中公开的特征，视情况而定，可以单独地、或以这些特征的任何组合，用于以其不同形式实现本发明。
虽然已经结合以上描述的示例性实施例描述了本发明，但当给出本公开时，许多等效的修改和变型对于那些本领域技术人员来说将是显而易见的。因此，以上阐述的本发明的示例性实施例被认为是说明性的而并非限制性的。在不脱离本发明的精神和范围的情况下可对所描述的实施例做出各种改变。
为了避免任何疑问，本文中提供的任何理论性的解释出于提高读者的理解的目的被提供。发明人不希望被这些理论性的解释中的任何一个束缚。
本文中使用的任何章节标题仅出于编排上的目的，并且不应被解释为限制描述的主题内容。
贯穿本说明书，包括随后的权利要求书，除非上下文中另有要求，词语“包括”和“包含”，以及诸如“包括”、“包括有”和“包含有”的变型将被理解成暗示包括所述整体或步骤或整体或步骤的组，但不排除任何其他整体或步骤或整体或步骤的组。
必须注意，如说明书和所附权利要求书中使用的，单数形式的“一”、“一个”和“该”包括复数对象，除非上下文另外清楚地指示。范围在本文中可表示为从“约”一个特定值和/或到“约”另一特定值。当表示这种范围时，另一实施例包括从一个特定值和/或到另一特定值。类似地，当通过使用先行词“约”将值表示为近似值时，将理解，特定值形成另一实施例。关于数值的术语“约”是可选的并且意指例如+/-10％。

Claims (14)

1.一种气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，所述功率电子设备(52)用于为飞行器和/或引擎系统提供功率，
其中，所述引擎包括：
引擎芯部(11)，其包括涡轮(19)、燃烧室(16)、压缩机(14)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
油回路(44)，其构造成冷却和润滑所述引擎芯部(11)的轴承；
燃料回路(50)，其用于将燃料供应到所述燃烧室(16)，所述燃料回路包括：
低压泵，其用于将所述燃料加压至低压；和
高压泵，其构造成接收所述低压燃料并将压力提高至高压以用于供应到燃料计量系统并由此供应到所述燃烧室；和
燃料-油热交换器(51)，其在所述低压泵的出口和所述高压泵的入口之间的所述燃料回路(50)上具有燃料侧，并且在所述油回路(44)上具有油侧，以将热量从所述油回路传递到所述燃料回路；并且
其中，所述功率电子设备(52)构造成将由所述功率电子设备产生的热量传递到由所述低压燃料的部分形成的冷却流，所述冷却流在所述低压泵的所述出口和所述燃料-油热交换器(51)的所述燃料侧之间从所述燃料回路(50)提取并返回到所述燃料回路(50)。
2.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述功率电子设备还包括内部通路以用于所述冷却流通过其流动。
3.根据权利要求1或2所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备的组合，其中，所述功率电子设备(52)还包括一个或多个冷板，所述一个或多个冷板由所述冷却流冷却以用于提取由所述功率电子设备产生的热量。
4.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备的组合，其中，所述气体涡轮引擎还包括冷却泵(55)，所述冷却泵(55)构造成驱动所述冷却流的所述提取和返回。
5.根据权利要求4所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述泵(55)是电动泵。
6.根据权利要求4所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述泵(55)是喷射泵，所述喷射泵使用由通过所述高压泵产生的高压燃料的部分形成的溢流来驱动所述冷却流的所述提取和返回。
7.根据权利要求6所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述冷却流在冷却所述功率电子设备之后进入所述喷射泵(55)。
8.根据权利要求6或7所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述气体涡轮引擎还包括阀(54)以控制用于驱动所述喷射泵(55)的溢流的量。
9.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述功率电子设备容纳在隔热容器中。
10.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎和功率电子设备的组合，其中，所述引擎还包括：风扇(23)，其定位在所述引擎芯部的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
旁通管道，其用于由所述引擎芯部外部的所述风扇产生的旁通气流。
11.根据权利要求10所述的气体涡轮引擎和功率电子设备的组合，其中，所述引擎还包括：
齿轮箱(30)，其接收来自所述芯轴(26)的输入以及向所述风扇输出驱动以便以比所述芯轴更低的旋转速度驱动所述风扇。
12.根据权利要求10所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述引擎还包括气冷热交换器，所述气冷热交换器构造成将由所述功率电子设备产生的热量传递到由所述引擎产生的气流。
13.根据权利要求12所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中，所述气流是所述旁通管道气流。
14.根据权利要求1所述的气体涡轮引擎(10)和功率电子设备(52)的组合，其中：
所述涡轮是第一涡轮(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)；
所述引擎芯部还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)、和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；和
所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴布置成以比所述第一芯轴更高的旋转速度旋转。
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