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用于 涡轮 发动机的保养管

阅读：843发布：2020-05-08

专利汇可以提供用于涡轮发动机的保养管专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种设备及方法，其通过使用裙部(98)和径向外安装件(90)来降低暴露于保养管组件(84)的燃气涡轮发动机 (10)的操作温度。暴露温度的降低最小化保养管组件(84)在发动机(10)操作期间的温度以减小油焦化或覆膜的发生率。，下面是用于涡轮发动机的保养管专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种绕着保养管安装热屏蔽部的方法，所述保养管位于用于燃气涡轮发动机的支柱内且具有径向内配件和外配件，所述方法包括：
将热屏蔽裙部装固于热屏蔽套筒的径向内端，所述热屏蔽裙部具有限定所述热屏蔽套筒的所述径向内端的外扩部分；
使所述热屏蔽套筒在所述保养管上滑动穿过所述支柱的径向内开口，直到所述热屏蔽套筒的径向外端在所述支柱的外部邻接所述外配件；
将所述热屏蔽套筒装固于所述外配件，以形成第一子组件；
使所述第一子组件沿径向向内移动，直到所述外配件邻接所述支柱的一部分；以及将所述外配件装固于所述支柱的所述部分。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括：在使所述热屏蔽套筒滑动之前，使所述保养管相对于所述热屏蔽套筒和支柱滑动，直到所述保养管的径向外端在所述支柱的外部邻接所述外配件，以及将所述保养管装固于所述外配件。
3.根据权利要求2所述的方法，其中，将所述热屏蔽裙部装固于所述热屏蔽套筒的所述径向内端还包括：绕着所述保养管放置所述热屏蔽裙部的相对部分，以及将所述相对部分装固于彼此和所述热屏蔽套筒的径向内端。
4.根据权利要求3所述的方法，还包括：将所述径向内配件装固于所述保养管的径向内端。
5.根据权利要求4所述的方法，还包括：在所述热屏蔽套筒与所述保养管之间提供间隔物。
6.一种用于穿过燃气涡轮发动机的支柱的保养管的热屏蔽部，所述热屏蔽部包括：
套筒，其尺寸确定成可滑动地收纳在所述保养管上；以及
裙部，其具有尺寸确定成包绕所述保养管的至少两个部分，并且形成限定所述套筒的径向内边缘的外扩部分；
其中，所述裙部的所述部分装固于彼此和所述套筒的端部。
7.根据权利要求6所述的热屏蔽部，还包括毂，其中所述套筒和裙部的组合长度小于所述保养管的长度，以在所述裙部与所述毂之间限定间隙。
8.根据权利要求6所述的热屏蔽部，其中，所述裙部限定所述外扩部分。
9.根据权利要求8所述的热屏蔽部，其中，所述外扩部分限定所述热屏蔽部的径向内端。
10.根据权利要求6所述的热屏蔽部，还包括延伸入所述套筒的内部的间隔物。
11.根据权利要求10所述的热屏蔽部，其中所述间隔物为点间隔物。
12.根据权利要求11所述的热屏蔽部，其中所述间隔物是离散的。
13.根据权利要求12所述的热屏蔽部，其中所述保养管包括形成所述间隔物的凹座。

说明书全文

用于涡轮 发动机的保养管

[0001] 本申请是于2017年2月17日提交的中国发明专利申请(申请号为201710086145.1)的分案申请。

背景技术

[0002] 涡轮发动机，以及更具体是燃气或燃烧涡轮发动机为旋转发动机，其从在包括成对的旋转叶片和静止导叶的一系列压缩机级中穿过发动机、穿过燃烧器并且接着到许多涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量。

[0003] 用于飞行器的燃气涡轮发动机经常需要移动构件的润滑。为了保持这些构件润滑，油或油/空气混合物供给穿过发动机至这些构件。保养管流体地联接涡轮发动机的不同部分，或者将涡轮发动机的部分联接于飞行器的其它部分。保养管可将油或油/空气混合物供应至和/或自涡轮发动机，并且在涡轮发动机的不同部分之间。热屏蔽部可用于保护保养管的一部分免受涡轮发动机的高温。当前的热屏蔽部并未保护保养管的整个范围。

[0004] 燃气涡轮发动机用于陆地和海上运动和发电，但最常用于航空应用，如用于飞机，其包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。

发明内容

[0005] 在一方面中，本公开涉及一种绕着位于用于燃气涡轮发动机的支柱内且具有径向内配件和外配件的保养管安装热屏蔽部的方法。该方法包括(1)使热屏蔽套筒在保养管之上滑动穿过支柱的径向内开口，直到热屏蔽部的径向外端在支柱外部邻接外配件；(2)将热屏蔽套筒装固于外配件来形成第一子组件；(3)使第一子组件沿径向向内移动，直到外配件邻接支柱的一部分；以及(4)将外配件装固于支柱的部分。

[0006] 在另一方面中，本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的支柱的保养管组件，其包括具有外径向配件和内径向配件的保养管，以及从外径向配件朝内径向配件延伸的热屏蔽部。热屏蔽部装固于外径向配件。

[0007] 在又一方面中，本公开涉及一种用于穿过燃气涡轮发动机的支柱的保养管的热屏蔽部。热屏蔽部包括尺寸确定成可滑动地收纳在保养管之上的套筒，以及具有尺寸确定成包绕保养管的至少两个部分的裙部。裙部的部分装固于彼此和套筒的端部。附图说明

[0008] 在附图中：图1为燃气涡轮发动机的示意性截面视图。

[0009] 图2为涡轮后框架的一部分和低压涡轮区段的截面视图。

[0010] 图3为具有带保养管组件的支柱的图2的涡轮后框架的截面视图。

[0011] 图4为图3的保养管组件的分解视图。

[0012] 图5为用于图3的保养管组件的外径向配件的仰视透视图。

[0013] 图6为用于图3的保养管组件的裙部的分解视图。

[0014] 图7为示出径向内配件处的裙部的图3的保养管组件的仰视图。

[0015] 图8A-8D示出了用于在径向内配件处包绕保养管组件的四个不同的裙部。

[0016] 图9示出了具有保养管与热屏蔽部之间的间隔物的截面视图。

[0017] 图10A-10D示出了图10的四个不同类型的间隔物。

[0018] 图11A-11H示出了将保养管组件安装在图2的涡轮后框架内的方法。

[0019] 部件列表10 发动机
12 纵轴线(中心线)
14 前
16 后
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压(LP)压缩机
26 高压(HP)压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳
42 风扇叶片
44 芯部
46 芯部壳
48 HP轴/HP 转轴
50 LP轴/LP转轴
51 转子
52 压缩机级
53 盘
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机导叶(喷嘴)
62 压缩机导叶(喷嘴)
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
80 涡轮后框架
82 支柱
84 保养管组件
86 内部
88 径向外配件
90 径向内配件
92 入口
94 热屏蔽套筒
96 保养管
98 裙部
100 出口
101 间隙
102 减小的截面区域
103 密封件
104 内壳
105 管套环
106 第一唇部
107 包覆物
108 第二唇部
110 内部(保养管)
112 内部(套筒)
114 下端
116 管外端
120 安装板
122 安装孔口
124 倒角
130 上端
132 下端
134 外扩的径向内部分
140 配合的裙部
142 直裙部
144 直底部
146 孔口
150 第二直裙部
152 带凸片的裙部
154 凸片
162 间隔物
164 外表面
166 内表面
170 点间隔物
172 安装支承物
176 矩形间隔物
178 凸块间隔物
179 凹座间隔物
180 非常热的区
182 热区
184 冷却区
186 冷区
200 步骤
202 步骤
204 第一组件
206 步骤
208 上端
210 支柱配件
212 外表面
214 步骤
216 第一子组件
218 步骤
220 箭头。

具体实施方式

[0020] 本发明的描述的实施例针对涉及涡轮发动机中的保养管组件的系统、方法和其它装置。出于图示的目的，本发明将关于飞行器燃气涡轮发动机描述。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，并且可在非飞行器应用，如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用中具有普遍适用性。此外，尽管保养管组件描述为在支柱组件内，但本发明可具有其中需要保养管热屏蔽的任何领域中的应用。例如，本发明可扩展至穿过整流罩的保养管。

[0021] 图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14延伸至后16的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

[0022] 风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括绕着中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯部44，其生成燃烧气体。芯部44由芯部壳46包绕，芯部壳46可与风扇壳40联接。

[0023] 绕着发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接于HP压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接于LP压缩机24和风扇20。安装于转轴48,50中的任一个或两者且与其一起旋转的发动机10的部分还单独或共同地称为转子51。

[0024] LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片58关于对应的一组的静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅为了说明性目的选择，并且其它数量是可能的。用于涡轮的级的叶片56,58可安装于盘53，盘53安装于HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘。导叶60,62以绕着转子51的周向布置安装于芯部壳46。

[0025] HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅为了说明性目的选择，并且其它数量是可能的。

[0026] 在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至LP压缩机24，其接着将加压周围空气供应至HP压缩机26，其进一步使周围空气加压。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体抽取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取附加功来驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。

[0027] 由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，并且/或者用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

[0028] 转到图2，涡轮后框架80在LP涡轮区段36下游，涡轮后框架80具有绕着发动机中心线12沿径向设置的多个支柱82。支柱82可定形或定向成变直，并且将排出流体从LP涡轮36沿轴向引导。保养管组件84可设置在支柱82的中空内部86中，用于将油或油/空气介质提供至发动机10的必要部分。保养管组件84以径向外配件88和径向内配件90安装于发动机壳46或机舱。支柱82和设置在其中的保养管组件84在燃烧器30下游，并且在发动机操作期间暴露于高温。高温可加热支柱82内的保养管组件84，加热移动穿过保养管组件84的油或油/空气介质。高温可引起油的覆膜(varnish)或焦化，留下固体残余物，其可经历严重的氧化和导致焦炭沉积物的热分解。焦炭沉积物可破裂并且收集在不同的过滤器或发动机通路上。堵塞的通路可引起发动机损坏或甚至停机。因此，合乎需要的是最小化发动机覆膜或焦化。
应当认识到的是，图2的涡轮后框架80选择用于说明性目的，并且保养管组件84可用于发动机的其它部分中，如涡轮中心框架、风扇毂框架，或涡轮中间框架，或提供穿过发动机10的油或油/空气混合物的任何其它管路系统。

[0029] 图3示出了具有沿径向延伸穿过支柱82的保养管组件84的支柱82的截面。保养管组件84包括径向外配件88中的出口92，以及热屏蔽套筒94、保养管96、裙部98，以及径向内配件90中的入口100。入口100将保养管组件84流体地联接于槽(未示出)用于除去油或油/空气介质，并且径向外配件88将热屏蔽套筒94和保养管96两者安装于发动机壳46。热屏蔽套筒94为用以降低保养管96的操作温度的热屏蔽元件。热屏蔽套筒94包绕保养管96，并且与其间隔来形成气隙101。保养管96还包括邻近于径向内配件90的减小的截面区域102，其中减小的截面区域102由裙部98包绕。保养管96以径向内配件90联接于毂104。径向内配件90可包括联接于固持板107的管套环105。管套环105可包括密封件103，如C形密封件，其密封径向内配件90。裙部98保持与毂104间隔，在发动机操作期间提供保养管组件84的挠曲或热膨胀。如图3中所示的保养管组件84为用于除去油的清除管，并且仅选择用于说明性目的。保养管组件84可在任何油供应、清除、排出或引出管中具有相似的适用性。

[0030] 观看图4，分解视图最佳示出了保养管组件84的组合。径向外配件88还包括第一唇部106和第二唇部108，用于将热屏蔽套筒94和保养管96分别安装于径向外配件88。因此，出口92可流体地联接于与热屏蔽套筒94的内部112分开的保养管96的内部110。这通过将第一唇部106联接于套筒外径向端114并且将第二唇部108联接于保养管径向外端116来完成。裙部98可为两个部分，其具有两个可连接的部分，该两个可连接的部分在热屏蔽套筒94的径向内端114处安装在一起，包绕保养管96的减小的截面区域102。安装的裙部98和热屏蔽套筒94可沿保养管96的全部延伸，或者作为备选，可沿保养管96的一部分延伸，终止于毂附近，以保持足够的间距来容许热增长。

[0031] 观看图5，径向外配件88包括设置在出口92与唇部106,108之间的安装板120，其中多个安装孔口122用于安装径向外配件88。第一唇部106包绕第二唇部108，从具有倒角边缘124的安装板120仅部分地延伸。第二唇部108从安装板120关于第一唇部106进一步延伸，便于使保养管96和热屏蔽套筒94独立于彼此联接。

[0032] 观看图6，裙部98可定形成包绕径向内配件90。两部分的裙部98的各个半部可包括上端130和下端132。各个半部的上端130与热屏蔽套筒94的径向内端114的形状的半部互补。裙部98的截面面积朝下端132移动增大，其中各个部分具有尺寸确定成收纳径向内配件90的外扩的径向内部分134。图7示出了沿径向向外看的径向内配件90的仰视图，其示出了包绕径向内配件90的裙部98。外扩的径向内部分134尺寸确定成包绕径向内配件90的最大截面宽度，与其略微间隔。

[0033] 观看图8A-8D，示出了用于包绕保养管96在径向内配件90处的减小的截面区域102的四个备选裙部98。图8A包括配合的裙部140。配合的裙部140定形成遵循保养管96的减小的截面区域102的曲率，联接于径向内配件90的一部分。利用配合的裙部140，热屏蔽套筒的内部112并未与支柱82的内部86流体连通，由管套环105分开。图8B示出了直裙部142，其具有部分地包围热屏蔽套筒94的内部112的裙部底部144，具有保养管孔口146，容许保养管96延伸穿过直裙部142并且联接于径向内配件90。图8C示出了关于图8B的直裙部142的变型，示出了不具有裙部底部144的第二直裙部150。第二直裙部150延伸成邻近毂104，与其略微间隔。图8D示出了带凸片的裙部152，其具有裙部底部144，裙部底部144延伸至用于在环形凸片收纳部158处装固于固持板107的环形凸片156。利用带凸片的裙部152，热屏蔽套筒94的内部112并未与支柱82的内部86流体连通。应当认识到的是，本文中公开的裙部98, 140, 142, 150, 152中的任一个可为保养管组件84的裙部部分。

[0034] 图9示出了热屏蔽套筒94的近视图，热屏蔽套筒94包绕保养管96并且由环形间隙101与保养管96间隔。间隙101可为足够的，使得间隙内的空气将为在热屏蔽套筒94与保养管96之间的热传递的主要模式。多个间隔物162可在间隙101内安装于保养管96的外表面
164，或者作为备选，可安装于热屏蔽套筒94的内表面166。然而，有益的是将间隔物162安装于保养管96(与热屏蔽部94成对比)，以最小化从热屏蔽部传导的热的量。间隔物162可为金属丝间隔物，其具有围绕环形间隙101设置的环形形状，并且可具有圆形截面。作为备选，间隔物162可为点间隔物，其包括安装于保养管96或热屏蔽套筒94的多个离散点。间隔物162在沿保养管组件84的长度保持保养管96与热屏蔽套筒94之间的一致间隙101方面为有用的。应当认识到的是，尽管间隔物162安装于热屏蔽部94或保养管96，但它们与热屏蔽部94或保养管96中的另一个间隔来防止通过间隔物162的热传递。

[0035] 观看图10A-10D，示出了四个备选的间隔物截面，其可用作保养管组件84内的间隔物162。各个备选间隔物可安装于保养管96或热屏蔽套筒94，尽管仅在一个位置示出。在图10A中，环形且具有圆形截面的安装的点间隔物170还可包括安装支承物172，用于将点间隔物170更好地装固于热屏蔽部94。安装支承物172向点间隔物170提供附加装固，点间隔物
170否则可在操作或热膨胀期间移动或与热屏蔽套筒94分开。图10B示出了矩形间隔物176。
矩形间隔物176可为环形间隔物，或者可包括以带图案的方式沿热屏蔽套筒94安装的多个离散的间隔物。作为备选，矩形间隔物可为正方形或任何其它四边形、半球形、椭圆形或挤出形成的几何形状。图10C示出了凸块间隔物178。凸块间隔物178可具有半圆形截面，并且安装于保养管96，或作为备选，安装于热屏蔽套筒94。图10D示出了凹座间隔物179，凹座间隔物179可为保养管96或热屏蔽套筒94中的凹部或凹陷(与其集成)。凹座间隔物179可围绕保养管96为环形的，或者可为以带图案的方式绕着保养管96设置的多个离散单元。

[0036] 当油在极端发动机温度下经历严重的氧化、硫化和/或热分解时，'焦炭'是固体残余物，其为温度下的时间现象。在较高温度下，焦炭残余物变得更硬且更黑，这可产生其中焦炭可堵塞过滤器和油系统通路的状态。过滤器和通路的堵塞可引起发动机损坏或甚至停机，这可在飞行中发生。在操作期间，油焦化可发生在暴露于保养管组件84的较高温度下。因此，合乎需要的是保持保养管组件84温度最小化。应当认识到的是，如本文中所述，使用裙部98和安装于径向外配件88的热屏蔽套筒94的保养管组件84可最小化保养管组件84温度，以最小化或消除油焦化或覆膜的发生。

[0037] 观看图11A-11H，示出了绕着位于用于燃气涡轮发动机的支柱内的保养管安装热屏蔽部的方法。应当认识到的是，图11A-11H的顺序是非限制性的，并且顺序可变化、改变，或者如所述的步骤可组合。在示出步骤200的图11A中，热屏蔽套筒94在保养管96之上滑动，直到热屏蔽套筒94的径向内端114包绕保养管96的减小的截面区域102的一部分。在图11B中，在步骤202处，两部分的裙部98可组合并且安装于热屏蔽套筒94的径向内端114。两部分的裙部98可联接在一起，如通过焊接，并且焊接于热屏蔽套筒94的径向内端114，以形成图11C中所示的第一组件204。

[0038] 转到示出步骤206的图11D，从沿径向向内移动到沿径向向外，第一组件204插入到支柱82中。第一组件204插入穿过支柱82，直到第一组件204的上端208延伸穿过设置在支柱82的径向外表面212上的支柱配件210，如图11E中所示。转到图11F，在步骤214处，径向外配件88首先以第二唇部108安装于保养管96。为了便于安装，保养管96可向上推来延伸出热屏蔽套筒94。在将保养管96安装于第二唇部108之后，如图11G中所示，热屏蔽套筒94可安装于第一唇部106，作为步骤218。第一子组件216可包括设置在支柱82内的组合的热屏蔽套筒
94、保养管96、裙部98，以及径向外配件88。

[0039] 第一子组件216接着沿径向向内移动，由箭头220示出，直到径向外配件88的安装板120邻接支柱配件210。配件88,210与彼此互补，并且使用紧固件如螺栓的螺钉经由安装孔口122装固。观看图11H，第一子组件216以径向外配件88联接于支柱82。在毂104下方，径向内配件90可利用固持板107联接于内壳的底部，完成保养管组件84的安装。此外，安装方法可包括将如图9到10C中所示的间隔物162设在热屏蔽套筒94与保养管96之间，同时间隔物162可与热屏蔽套筒94或保养管96预先安装。

[0040] 应当认识到的是，包括热屏蔽套筒94、保养管96、裙部98、配件88,90以及间隔物162的几何特征通过最小化提供至保养管96与热屏蔽套筒94之间的内部112的流来降低操作温度。沿保养管96的降低的温度最小化或消除油焦化或覆膜，最小化或消除与其相关联的操作问题。

[0041] 该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

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用于涡轮发动机的保养管

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