[发明专利]燃气涡轮发动机集油槽加压系统

说明书

 

相关申请的交叉引用

本申请要求在2012年2月10日提交的美国临时申请序列号No.61/597,439号的优先权。

关于联邦赞助的研究&发展的声明

按照由美国空军部授予的No.FA8650-07-C-02802号合同，美国政府可享有本发明中的某些权利。

技术领域

在本文中描述的技术大致涉及集油槽加压(sump pressurization)系统，且更具体而言，涉及用于燃气涡轮发动机的此类系统。

背景技术

后集油槽加压对防止油泄漏和涡轮腔着火是很重要的。这通常通过用作增压器或压缩机空气的导管的双壁旋转管道来实现，以用于将后集油槽加压，并且还使来自高压压缩机(HPC)和高压涡轮(HPT)开孔的吸热量最小化。

在目前的设计中，通常通过穿过旋转的径向管径向向内地从压缩机前级获取空气，且穿过双壁管道(其与围绕发动机中心线的HP轴一起旋转)将空气向后运送到后集油槽来实现燃气轮机后集油槽加压。

还存在对改善的后集油槽加压系统的需要，该改善的后集油槽加压系统将以可靠且经济的方式提供加压。

发明内容

在一个方面中，一种用于燃气涡轮发动机的集油槽加压系统包括第一中空轴和设置在第一中空轴内且在其间限定腔的第二中空轴。第一中空轴和第二中空轴中的各个具有共同的旋转轴线。还包括加压空气源以将腔和设置在腔中的多个中空管加压。该管垂直于旋转轴线而定向，并且连接于第一中空轴且能够与第一中空轴一起旋转。第二中空轴中的多个孔口与管流体连通，使得流动穿过管的加压空气穿过孔口行进到第二中空轴的内部中。

附图说明

图1为示范燃气涡轮发动机组件的截面示图；

图2为示范集油槽加压系统的放大部分立面示图；并且

图3为与图2类似的代表性现有技术集油槽加压系统的放大部分立面截面示图。

具体实施方式

图1为具有纵轴线11的示范燃气涡轮发动机组件10的截面示意性示图。燃气涡轮发动机组件10包括风扇组件12和核心燃气涡轮发动机13。核心燃气涡轮发动机13包括高压压缩机14、燃烧器16、和高压涡轮18。在示范实施例中，燃气涡轮发动机组件10还包括低压涡轮20和多级增压压缩机32、和大致环绕增压器32的分流器34。

风扇组件12包括从转子盘26径向地向外延伸的风扇叶片阵列24，其前部由流线形整流罩(spinner)25包封。燃气涡轮发动机组件10具有进气侧28和排气侧30。风扇组件12、增压器32和涡轮20由第一转子轴21联接在一起，且压缩机14和涡轮18由第二转子轴22联接在一起。

在操作中，空气流动穿过风扇组件12且空气流的第一部分50被引导穿过增压器32。从增压器32排出的压缩空气被引导穿过压缩机14，该空气流在其中被进一步压缩且输送到燃烧器16。来自燃烧器16的热燃烧产物(图1未示出)用于驱动涡轮18和20，且涡轮20用于经由轴21驱动风扇组件12和增压器32。燃气涡轮发动机组件10能够在设计操作条件与非设计操作条件之间的操作条件范围下操作。

从风扇组件12排出的空气流的第二部分52被引导穿过旁通管道40，以使来自风扇组件12的空气流的一部分在核心燃气涡轮发动机13周围绕过。更具体而言，旁通管道40在风扇外壳或护罩36与分流器34之间延伸。因此，来自风扇组件12的空气流的第一部分50被如上所述地引导穿过增压器32且然后进入到压缩机14中，且来自风扇组件12的空气流的第二部分52被引导穿过旁通管道40以对例如飞行器提供推力。分流器34将进入空气流分别分成第一部分50和第二部分52。燃气涡轮发动机组件10还包括风扇框架组件60，以为风扇组件12提供结构性支承且还用于将风扇组件12联接于核心燃气涡轮发动机13。

风扇框架组件60包括多个出口导叶70，多个出口导叶70在径向外部安装凸缘与径向内部安装凸缘之间大致径向地延伸，且在旁通管道40内周向地间隔开。风扇框架组件60可还包括多个支柱，该多个支柱联接在径向外部安装凸缘与径向内部安装凸缘之间。在一个实施例中，风扇框架组件60以拱形的节段来制造，其中凸缘联接于出口导叶70和支柱。在一个实施例中，出口导叶和支柱在旁通管道40内同轴地联接。可选地，出口导叶70可在旁通管道40内在支柱的下游联接。