CN111212959B - 用于在涡轮机中冷却低压涡轮的装置和方法 - Google Patents

Abstract

飞机涡轮机(100)，包括能够使高压压缩机(30)与高压涡轮(50)之间连通的第一通道(200)，能够使高压压缩机与低压涡轮(60)之间连通的第二通道(400)，所述第一通道设有阀(600)，经由所述阀与第一通道选择性连通的第三通道(700)，所述第三通道与低压涡轮连通，所述阀具有第一结构和第二结构，在所述第一结构，空气可在第一通道中流动，并被阻止在第三通道中流动，在所述第二结构，来自第一通道的气流被转移到第三通道，一控制装置(800)设置为确定低压涡轮的气压，从而根据所确定的压力控制所述阀，以将其从第一结构转变为第二结构。

Description

用于在涡轮机中冷却低压涡轮的装置和方法

技术领域

本发明涉及涡轮机的领域。更准确地说，本发明涉及冷却飞机涡轮机中的低压涡轮。

背景技术

在涡轮机中，通常收集高压压缩机中的空气，以在具有较热环境的涡轮级中冷却部件。例如，在高压压缩机中收集的冷却空气被输送到涡轮的高压涡轮和低压涡轮。然后被输送的空气允许吹扫热空气并使这些涡轮的附属部件(例如：圆盘、可移动叶片)通风。这种类型的冷却因此可以对冲涡轮的活动部件过热的任何风险，在最坏的情况下，所述风险可导致这些部件的损坏。

为了保证冷却装置符合航空标准，此外通常对这些装置进行过大尺寸测量。

例如，即使在高压压缩机收集空气的三个空气循环通道似乎足以冷却低压涡轮，也将例行地实施到涡轮的第四空气循环通道。该额外通道的形成允许保证在高压压缩机收集的流或空气在通道破裂的情况下仍然足够。这种类型的过大尺寸因此允许确保空气循环通道的任何故障都不会产生影响，并且也不影响飞机的飞行安全。

尽管这很可靠，但这种类型的过大尺寸会导致在涡轮的标称运行情况下，例如在没有空气循环通道故障时，从高压压缩机中收集与实际需要相比更多的空气。这种类型的过量空气收集以不可忽略的方式影响飞机的燃油消耗率(SFC)。

因此，有必要改进涡轮机的性能，特别地限制冷却***对飞机的燃油消耗的影响。

发明内容

本发明的目的在于纠正上述的缺点，并且特别地省略尺寸过大的冷却***。

为此，本发明提出一种飞机涡轮机，其包括至少：

-一高压压缩机，

-一高压涡轮，

-一低压涡轮，

-使高压压缩机和高压涡轮连通的一第一冷却空气循环通道，

-使高压压缩机和低压涡轮连通的一第二空冷空气循环通道，

第一通道装配有阀，所述涡轮机还包括通过所述阀与第一通道选择性连通的第三冷却空气循环通道，所述第三通道也与低压涡轮连通，所述阀具有第一构造和第二构造，在所述第一构造中允许第一通道中的空气循环并且禁止第三通道中的空气循环，在所述第二构造中源于第一通道的空气循环转移到第三通道。

有利地，因此可以省略用于冷却低压涡轮的任何过大尺寸。虽然低压涡轮冷却装置通常需要额外的空气循环通道以保证涡轮的适当冷却，但这里使用了用于冷却低压涡轮的最少数量的通道。换句话说，由第二通道仅根据需要对低压涡轮进行冷却。在涡轮机的标称运行过程中，从高压压缩机收集的空气可通过第二通道被输送到低压涡轮以便仅根据需要对其冷却，并且例如，通过第一通道被输送到涡轮机性能优化装置。因此在标称运行状况下优化涡轮机的燃油消耗率，这些状况对应于所述阀的第一构造。

如果涡轮机发生故障，例如第二管道破裂，最初专用于涡轮机性能优化装置的冷却空气则转移到低压涡轮，以保证其正常冷却。因此，优化了在标称运行时，即在无故障的情况下涡轮机的性能，特别是在燃油消耗率方面。

在一个示例性实施例中，涡轮机包括控制装置，所述控制装置被构造成确定低压涡轮的冷却空气压力，并根据所确定的空气压力指令所述阀以致使其从第一构造转变到第二构造。

在示例性实施例中，第二通道的一端和第三通道的一端连接到冷却空气收集器，所述冷却空气收集器还连接到低压涡轮的中空喷嘴。

在一个示例性实施例中，所述涡轮机包括多个第二冷却空气循环通道，每个都使高压压缩机和低压涡轮连通。

在一个示例性实施例中，所述控制装置被构造成基于与所述冷却空气收集器相关联的压力传感器的至少一个测量值确定低压涡轮的冷却空气压力。

在另一示例性实施例中，所述控制装置被构造成基于被定位在低压涡轮的罩壳中的压力传感器的至少一个测量值确定低压涡轮的冷却空气压力值。

在另一示例性实施例中，所述控制装置被构造成基于与所述多个第二通道相关联的压力传感器的压力测量值差确定低压涡轮的冷却空气压力。

在一个示例性实施例中，所述涡轮机还包括一种用于控制高压涡轮的转子叶片末端与环绕高压涡轮叶片的壳体的涡轮环之间间隙的装置，第一冷却空气循环通道的一端与高压涡轮的间隙控制装置连通，以便当阀处于第一构造时向所述间隙控制装置供给空气。

在一个示例性实施例中，高压涡轮的间隙控制装置是涡轮环中的内部装置。

根据另一方面，本发明还提出了一种用于冷却如上所述制造的飞机涡轮机中的低压涡轮的方法，该方法包括：

-收集高压压缩机中循环的空气，

-在与所述阀的第一构造对应的初始情况下，通过第一通道将被收集空气分配到高压涡轮，通过第二通道将被收集空气分配到低压涡轮，

-确定低压涡轮的冷却空气压力，并通过控制装置将所确定的压力值与阈值进行比较，以及

-当低压涡轮的冷却空气压力低于阈值时，通过所述控制装置指令所述阀进入第二构造，从而将第一通道的冷却空气分配到低压涡轮。

在该方法的一个示例性实施例中，基于所述第二通道的故障状况预先确定所述阈值。

附图说明

参考附图，通过对经由非限制性示例给出的本发明特定实施例的以下描述将揭示本发明的其他特征和优点，其中：

-图1是装配有根据本发明的冷却装置的涡轮机的纵剖视图，

-图2是根据本发明的涡轮机中的低压涡轮的局部纵剖视图。

具体实施方式

在下文中，相对于由图1和2中箭头F所示的通过涡轮机的气流方向限定了术语“上游”和“下游”。

图1显示一种双流涡轮机100，其从上游到下游连续包括至少一个风机10、一发动机部分，所述发动机部分连续地包括至少一个低压压缩机级20、一高压压缩机级30、一燃烧室40，至少一个高压涡轮级50和一低压涡轮级60。

环绕涡轮机100的主轴X旋转并且能够由不同的传动和齿轮***连接在一起的转子对应于这些不同的元件。

以已知方式，从高压压缩机30收集空气A以用于冷却涡轮机100，特别是高压涡轮50和低压涡轮60的较热区域。

图2是涡轮发动机100的区域的放大图，以简化的方式显示高压涡轮50的下游部分和低压涡轮60的上游部分。

此处所示的高压涡轮50的下游部分显示一包括被组装到一可移动圆盘53上的至少一个可移动叶片52的级51，所述可移动圆盘53旋转地固定到一高压轴101上。

此处所示的低压涡轮60包括多个涡轮级61、62。第一级61以及位于其下游的级62分别包括一组固定喷嘴70和65。每个级61、62还包括一可移动圆盘63，其上安装有由该可移动圆盘63旋转驱动的一组叶片64。低压涡轮60的第一级61包括至少一个可移动叶片64以及至少一个中空喷嘴70，冷却空气在所述中空喷嘴中循环。在图2所示的示例中，喷嘴70与构成该涡轮的壳体66形成一单一的部件，并且是中空的，以使冷却空气可通过其内部，利用与喷嘴70相关联的喷射器72离开。位于低压涡轮60下游的后面的级62每个都包括至少一个可移动叶片64以及以固定叶片形式出现的一喷嘴65。圆盘63与沿轴线X-X延伸的低压轴102旋转地固定在一起，而每个定子65连接到壳体66。涡轮的每一级61、62还包括一个面向可移动叶片64并且与壳体66结合的涡轮环67。同样，高压涡轮50的级51包括壳体，这里是壳体66，其环绕高压涡轮50的可移动叶片52(转子)并且包括面向叶片52的(耐磨)涡轮环54。

叶片52、64，定子65以及涡轮环54、67由CMC材料制成。壳体66和喷嘴70本身由一热膨胀系数严格地大于CMC材料的热膨胀系数的材料制成，例如由金属材料制成。可移动圆盘53、63由金属材料制成。

根据本发明，低压涡轮60包括一冷却装置，该冷却装置使从高压压缩机30收集的空气A可被传输。该空气A通过中空喷嘴70被输送，并经由喷射器72被分配到低压涡轮60中。在所示的示例中，喷射器72在高压涡轮50的级51下游以及低压涡轮60的第一级61上游引导。因此，空气A通过中空喷嘴70循环(箭头71)，并经由喷射器72被引导到高压涡轮50和低压涡轮60的圆盘53、63。因此，所分配的空气使得可冷却这些涡轮的圆盘53、63，并将热空气吹到壳体66外部(箭头73、74)，从而限制了使高压涡轮50和低压涡轮60的转子过热的任何风险。

在高压压缩机30收集的空气A将向控制涡轮机100性能的一个或多个装置供给空气，以给低压涡轮60的级61、62通风，并从高压涡轮50和低压涡轮60的级51、61、62清除热空气。

因此，以已知的方式，至少一个第一冷却空气循环通道200从高压压缩机30收集空气。然后，所收集的空气可输送到控制涡轮机100性能的至少一个装置。

例如，该装置是用于控制一方面高压涡轮50或低压涡轮60的转子叶片52、64的尖端与另一方面环绕这些叶片52、64的壳体66的涡轮环54、67之间间隙的装置。因此，在所示的示例中，第一通道200在标称的结构中将从高压压缩机30收集的空气A输送到高压涡轮50的间隙J控制装置300。本领域技术人员目前通过名称HPTACC(“高压涡轮主动间隙控制”)知晓这种类型的装置300。

在未示出的另一示例中，第一通道200或另一通道可以将收集到的空气A输送到低压涡轮60的间隙控制装置，即输送到LPTACC(“低压涡轮主动间隙”)装置。

仍然以已知的方式，至少一个第二冷却空气循环通道400从高压压缩机30收集空气，以从高压涡轮50和低压涡轮60的级51、61、62清除热空气，并冷却低压涡轮60。每个第二通道400的一端400a作为空气入口连接到一冷却空气收集器500。该冷却空气收集器500的出口连接到低压涡轮60的中空喷嘴70。

根据本发明，用于将连接在高压压缩机30处的空气输送到低压涡轮60的第二通道400的数目被选择以仅响应于涡轮的精确冷却需求。换句话说，通道400的数量并未过大，并且对应于需要使低压涡轮60的圆盘63通风的通道的最小数量。

在图1所示的示例中，一单一的通道400收集仅用于在标称状况下，即在该通道400没有故障的情况下对低压涡轮60进行气冷的空气。因此，一单一的空气收集通道A在这里足以在标称状况下冷却低压涡轮60。然而，在未示出的其他示例中，可通过多个通道400冷却低压涡轮60。然后选择通道400的数量，以响应于低压涡轮60的精确冷却需求，即选择以输送冷却低压涡轮60所需的最小空气流，并确保在部件的整个周围均匀冷却。

第一通道200还配备有一使得可连接第三冷却空气循环通道700的阀600。第三通道700的进气口连接到阀600，并且通过其与第一通道200选择性地连通。与第三通道700的出气口对应的一端700a作为进气口连接到冷却空气收集器500。

根据两种构造，可由控制装置800控制阀600。在与阀600的默认结构对应的第一结构中，阀600使得被收集空气仅在第一通道200中循环。在该第一结构中，阀600禁止空气循环通过第三通道700。在第二结构中，由控制装置800控制阀600，从而将源于第一通道200的空气循环转移到第三通道700，使得空气能够在第三通道700中循环。

根据被为低压涡轮60确定的冷却空气压力，控制装置800控制阀600的结构。由控制装置800基于源自至少一个数据传感器C1、C2、C3的测量值确定该冷却空气压力。

在图2所示的第一示例中，数据传感器C1是位于低压涡轮60的壳体68中的压力传感器。传感器C1的该位置使得可在任何时候测量壳体68中的压力，并检测可能的压降，所述压降例如可由于提供壳体68的压力隔离的迷宫式密封69的故障或空气循环通道的破裂引起。因此，如果控制装置800检测到壳体68中的压降，它可以指令阀600从第一结构转变到第二结构。然后，从高压压缩机30收集并在第一通道200中循环的空气A经由阀600转移到第三通道700。该第二结构然后使得可保证冷却空气流足够用于冷却低压涡轮60，以及用于高压涡轮50和低压涡轮60的级51、61、62的热空气清除。被转移的空气流因此在迷宫式密封69破裂的情况下构成对由第二通道400输送的冷却空气的补充，或者在第二通道400破裂的情况下构成替换第二通道400的空气流。

在图1所示的第二示例中，数据传感器C2是与冷却空气收集器500相关联的压力传感器。传感器C2使得可在任何时候测量收集器500中的压力，并且能够检测可能的压降，从而解释第二通道400的故障。因此，如果控制装置800检测到冷却空气收集器500中的压降，它可以指令阀600从第一结构转变到第二结构。从高压压缩机30收集并在第一通道200中循环的空气由阀600转移，以在第三通道700中循环。该第二结构，经由第一通道200中循环的冷却空气的转移，然后使得可供应足够的空气流用于冷却低压涡轮60，并且不管第二通道400的故障如何而给高压涡轮50和低压涡轮60的级51、61、62提供热空气清除。

在第三示例中，当涡轮机100具有多个第二通道400时，控制装置800可基于在不同通道400之间测量的压力差识别通道的故障。于是每个第二通道400均装备有压力传感器C3。再次，当控制装置800检测到对应于一个通道400的故障的压降时，则指令阀600从第一结构转换到第二结构。因此，通过阀600使在第一通道200中循环的空气转移到第三通道700使得可补偿由于一个第二通道400的故障而导致的冷却空气的损失。

此外，可以理解的是，空气循环通道的故障(例如：破裂)可由除压力传感器以外的其他装置检测，例如通过电流或振动的检测。

更通常地，低压涡轮60的冷却以及级51、61、62的吹扫如下文中进行。

对于涡轮机100的标称运行，例如在迷宫式密封69或冷却空气循环通道400没有故障的情况下，阀600最初处于第一结构。在涡轮机100中循环的空气A从高压压缩机30收集。然后，被收集的空气通过第一通道200被输送到涡轮机性能优化装置，例如到高压涡轮50的间隙J控制装置300，以及通过第二通道400被输送到低压涡轮60以对其冷却。

同时，控制装置800基于一个或多个数据传感器C1、C2、C3的测量值确定低压涡轮60的冷却空气压力，并将所确定的压力与一阈值进行比较。该阈值，例如基于第二通道400的故障状况和/或低压涡轮60的壳体68的隔离密封的故障来预先确定。

当低压涡轮60的冷却空气压力由控制装置800识别为低于所述阈值时，则控制装置800推断出一种具有影响低压涡轮60的正确冷却的风险的故障。控制装置800然后指令阀600从第一结构转变到第二结构。第一通道200的冷却空气然后转移到第三通道700，从而将该冷却空气分配到低压涡轮60。

优选地，当涡轮机100标称地运行，即在阀600的第一结构运行时，第一通道200是将空气分配到高压涡轮50的间隙J控制装置300的通道。

仍然优选地，控制装置300是高压涡轮50的涡轮环54中的内部装置。

这些优选的结构的优点是供给在第一通道200中循环的最大冷却空气流。因此，当阀600被指令进入第二结构时，低压涡轮60的冷却以及高压涡轮50和低压涡轮60的级51、61、62的热空气清除被最大化。然而，其他结构是可行的，例如，第一通道200与低压涡轮60的间隙控制装置的连接，或者甚至高压涡轮50外部的间隙控制装置的使用。

而且，如图1所示，隔膜201a、401a可被定位在第一通道200和第二通道400的相应入口处。然后，止回阀401b、701b被定位在第二通道400和第三通道700的相应出口处。隔膜201a、401a和止回阀401b、701b的功能是在通道200、400、700中的一个发生故障的情况下，使对从高压压缩机30收集空气的影响最小化。因此限制了冷却空气损失的风险。因此，在通道破裂的情况下，无需检测损坏的通道，这通过其相应的隔膜和止回阀自动地隔离。

有利地，上述实施例使得可省去用于冷却低压涡轮60的任何过大尺寸。虽然低压涡轮的通常冷却需要额外的空气循环通道以保证涡轮的适当冷却并且符合航空安全标准，但上述实施例仅需要冷却该涡轮所需的最小数量的通道。换句话说，此处第二通道400将低压涡轮60冷却到其确切需求。

在涡轮机100的标称运行过程中，从高压压缩机30收集的空气既可以被输送到低压涡轮60以使其冷却到其确切需求，并且例如也可以被输送到高压涡轮50的间隙控制装置300。因此在标称运行状况下优化了涡轮机100的具体燃油消耗，其中这些状况对应于阀600的第一结构。

如果涡轮机100发生故障，例如第二管道200或迷宫式密封69破裂，则例如最初专用于高压涡轮50的间隙控制装置300的冷却空气转移到低压涡轮60，以保证其正确冷却。在对应于阀600的第二结构的这种情况下，涡轮机100的整体性能降低，从而有利于低压涡轮60的冷却。然而，涡轮机100的性能的这种降低仍然很少发生，因为仅在涡轮机100中检测到故障时才指令该涡轮机100。相比之下，现有技术的冷却回路的过大尺寸导致在涡轮机的所有标称运行过程中从高压压缩机过度收集空气。在涡轮机中没有任何故障的情况下，这种过度收集会导致涡轮机的整体性能下降。

所提出的实施例因此使得可获得一种用于冷却低压涡轮60以及清除高压涡轮50和低压涡轮60的级51、61、62的高性能紧急功能。该冷却功能也完全符合航空安全要求。

在这些实施例的基础上，对于涡轮机100的所有运行阶段已经评估，在高压压缩机30的入口处可获得大约0.25％的燃油W25的质量流增益以及15％的燃油消耗率增益。

Claims (11)

1.一种飞机涡轮机，其至少包括：

-一高压压缩机，

-一高压涡轮，

-一低压涡轮，

-使所述高压压缩机与所述高压涡轮连通的一第一冷却空气循环通道，

-使所述高压压缩机与所述低压涡轮连通的一第二冷却空气循环通道，

-其中，所述第一冷却空气循环通道装配有阀，所述飞机涡轮机还包括第三冷却空气循环通道，所述第三冷却空气循环通道通过所述阀与所述第一冷却空气循环通道选择性连通，所述第三冷却空气循环通道还与所述低压涡轮连通，所述阀具有第一结构和第二结构，在所述第一结构，空气可以在所述第一冷却空气循环通道中循环，空气被阻止在所述第三冷却空气循环通道中循环，在所述第二结构，源于所述第一冷却空气循环通道的空气循环被转移到所述第三冷却空气循环通道。

2.根据权利要求1所述的涡轮机，还包括控制装置，所述控制装置设置为确定所述低压涡轮的冷却空气压力，并根据所确定的空气压力指令所述阀，以使其从所述第一结构转变到所述第二结构。

3.根据权利要求2所述的涡轮机，其中，所述第二冷却空气循环通道的一端和所述第三冷却空气循环通道的一端连接到一冷却空气收集器，所述冷却空气收集器还连接到所述低压涡轮的一中空喷嘴。

4.根据权利要求2所述的涡轮机，包括多个第二冷却空气循环通道，其每个都使所述高压压缩机和所述低压涡轮连通。

5.根据权利要求3所述的涡轮机，其中，所述控制装置设置为基于与所述冷却空气收集器相关联的一压力传感器的至少一个测量值确定所述低压涡轮的冷却空气压力。

6.根据权利要求3所述的涡轮机，其中，所述控制装置设置为基于被定位在所述低压涡轮的壳体中的一压力传感器的至少一个测量值确定所述低压涡轮的冷却空气压力的值。

7.根据权利要求4所述的涡轮机，其中，所述控制装置设置为基于与所述多个第二冷却空气循环通道相关联的压力传感器的压力测量值的差确定所述低压涡轮的冷却空气压力。

8.根据权利要求2所述的涡轮机，还包括一用于控制所述高压涡轮的转子的叶片尖端与围绕所述高压涡轮的叶片的壳体的涡轮环之间的间隙的装置，所述第一冷却空气循环通道的一端与所述高压涡轮的间隙控制装置连通，以便当所述阀处于第一结构时向其供应空气。

9.根据权利要求8所述的涡轮机，其中，所述高压涡轮的间隙控制装置是所述涡轮环中的一内部装置。

10.一种用于冷却根据权利要求1制造的飞机涡轮机中的低压涡轮的方法，该方法包括：

-收集在高压压缩机中循环的空气，

-在与阀的第一结构对应的初始状态下，通过第一冷却空气循环通道将被收集的空气分配到高压涡轮，并通过第二冷却空气循环通道将被收集的空气分配到低压涡轮，

-确定低压涡轮的冷却空气压力，并通过控制装置将所确定的压力的值与一阈值进行比较，以及

-当低压涡轮的冷却空气压力低于该阈值时，通过所述控制装置指令所述阀进入第二结构，从而将第一冷却空气循环通道的冷却空气分配到低压涡轮。

11.根据权利要求10所述的冷却方法，其中，基于所述第二冷却空气循环通道的故障状况预先确定所述阈值。

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