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用于通过主动冷却的回放减轻的方法和系统

阅读：186发布：2020-05-12

专利汇可以提供用于通过主动冷却的回放减轻的方法和系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且提供了一种减轻包括发动机核心隔室的燃气涡轮发动机中的回放的方法，以及一种主动发动机核心隔室冷却系统。主动发动机核心隔室冷却系统包括延伸穿过核心发动机罩的孔，该核心发动机罩形成发动机核心隔室的径向外壁。主动发动机核心隔室冷却系统还包括冷却风扇，冷却风扇安装在发动机核心隔室内且包括冷却风扇入口和冷却风扇出口。冷却风扇入口与孔流连通地联接。冷却风扇出口与发动机核心隔室流连通地联接。主动发动机核心隔室冷却系统还包括冷却风扇控制器，该冷却风扇控制器构造成控制冷却风扇的旋转速度和控制与冷却风扇串流连通地联接的至少一个流控制阀的位置中的至少一者。，下面是用于通过主动冷却的回放减轻的方法和系统专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种主动发动机核心隔室冷却系统，包括：
孔，其延伸穿过核心发动机罩，所述核心发动机罩形成所述发动机核心隔室的径向外壁；
冷却风扇，其安装在所述发动机核心隔室内且包括冷却风扇入口和冷却风扇出口，所述冷却风扇入口与所述孔流连通地联接，所述冷却风扇出口与所述发动机核心隔室流连通地联接；
冷却风扇控制器，其构造成控制所述冷却风扇的旋转速度和控制与所述冷却风扇串流连通地联接的至少一个流控制阀的位置中的至少一者。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述孔从发动机核心隔室延伸到至少部分地包绕所述发动机核心隔室的旁通导管。
3.根据权利要求1所述的系统，其中，所述冷却风扇是电动的。
4.根据权利要求1所述的系统，其中，所述燃气涡轮发动机包括转子和定子，所述冷却风扇由机械联接到所述转子的转动马达提供动力。
5.根据权利要求1所述的系统，其中，所述冷却风扇控制器构造成接收轮上重量（WOW）信号和发动机速度信号中的至少一者。
6.根据权利要求1所述的系统，其中，所述冷却风扇控制器构造成控制所述冷却风扇的速度。
7.根据权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个流控制阀包括多个流控制阀。
8.根据权利要求1所述的系统，还包括联接到所述冷却风扇出口的分配集管，所述分配集管包括多个分支，各个分支构造成将来自所述冷却风扇的空气流导送到所述发动机核心隔室内的构件。
9.根据权利要求8所述的系统，其中，各个分支包括分支流控制阀和温度传感器中的至少一者。
10. 一种减轻包括发动机核心隔室的燃气涡轮发动机中的回放的方法，所述方法包括：
接收所述燃气涡轮发动机即将停机的指示；并且
基于接收的指示启动从所述发动机核心隔室外部进入所述发动机核心隔室的冷却空气流。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，接收所述燃气涡轮发动机即将停机的指示包括，接收轮上重量（WOW）、所述燃气涡轮发动机的风扇速度小于预定阈值中的至少一者的指示，以及所述燃气涡轮发动机的燃料切断阀的位置的指示。
12.根据权利要求10所述的方法，其中，接收所述燃气涡轮发动机即将停机的指示包括，接收轮上重量（WOW）、所述燃气涡轮发动机的风扇速度小于额定全速的约5％中的至少一者的指示，以及所述燃气涡轮发动机的燃料切断阀的位置的指示。
13.根据权利要求10所述的方法，还包括存储阀位置对确定的冷却要求的查找表。
14.根据权利要求10所述的方法，其中，启动从所述发动机核心隔室外部进入所述发动机核心隔室的冷却空气流包括，使用冷却风扇启动从所述发动机核心隔室外部进入所述发动机核心隔室的冷却空气流。
15.根据权利要求10所述的方法，还包括，基于所述发动机核心隔室内的温度、所述发动机核心隔室内的构件的温度和所述冷却空气流的至少一部分的温度中的至少一者来调节所述冷却空气流。
16.一种涡扇发动机，包括：
核心发动机，其包括至少部分地外接所述核心发动机的发动机核心隔室，形成所述发动机核心隔室的径向外壁的核心发动机罩；
由在所述核心发动机中生成的气体驱动的动力涡轮提供动力的风扇；
风扇旁通导管，其至少部分地包绕所述核心发动机和所述风扇；以及
孔，其延伸穿过所述核心发动机罩到至少部分地包绕所述发动机核心隔室的所述旁通导管；
冷却风扇，其安装在所述发动机核心隔室内且包括冷却风扇入口和冷却风扇出口，所述冷却风扇入口与所述孔流连通地联接，所述冷却风扇出口与所述发动机核心隔室流连通地联接；以及
冷却风扇控制器，其构造成控制所述冷却风扇的旋转速度和控制与所述冷却风扇串流连通地联接的至少一个流控制阀的位置中的至少一者。
17.根据权利要求16所述的发动机，其中，所述燃气涡轮发动机包括转子和定子，所述冷却风扇由机械联接到所述转子的转动马达提供动力。
18.根据权利要求16所述的发动机，其中，所述燃气涡轮发动机包括转子和定子，所述冷却风扇由所述转子的动量提供动力。
19.根据权利要求16所述的发动机，其中，所述冷却风扇由电马达驱动。
20.根据权利要求16所述的发动机，其中，所述冷却风扇控制器构造成接收轮上重量（WOW）信号和发动机速度信号中的至少一者。
21.根据权利要求16所述的发动机，还包括联接到所述冷却风扇出口的分配集管，所述分配集管包括多个分支，各个分支构造成将来自所述冷却风扇的空气流导送到所述发动机核心分隔室内的构件。

说明书全文

用于通过主动冷却的回放减轻的方法和系统

背景技术

[0001] 本公开的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及用于在发动机停机之后主动冷却燃气涡轮发动机隔室和/或构件的方法和系统。

[0002] 燃气涡轮发动机通常包括作为发动机架构的一部分的罩下空间或发动机核心隔室。随着燃气涡轮发动机效率的提高，例如，以提供更高的飞行器速度或更高的比燃料消耗（SFC），风扇和压缩机的压力比和内部温度预计会显著上升，导致用于发动机核心隔室和构件的更高温度。发动机核心隔室构件包括电子设备和其它线路可替换单元（LRU）。已知的燃气涡轮发动机中的这种电子构件，包括全权数字发动机（或电子设备）控制器（FADEC），对于在燃气涡轮发动机操作期间和在发动机停机之后的回放期间增加发动机核心隔室温度可能特别敏感。尽管电子设备不位于发动机的最热部分中，例如直接暴露于燃烧产物的那些部分，但是来自操作的燃气涡轮的各个热部分的热量可以被传导到电子设备的位置，从而导致电子设备的温度上升。

[0003] 除了在操作期间经历升高的温度之外，在发动机停机之后的时段期间，电子器件可能暴露于甚至更高的温度。在此时段期间，发动机的热部分在它们冷却时继续辐射且将热量传导到周围的发动机质量中，但是没有气流穿过发动机以帮助将热量从发动机的其余部分带走。结果，当最热的发动机部分冷却时，一些电子设备的温度实际上可能升高。在该时段期间，电子设备的温度可超过500°F，通常被称为“回放”。

[0004] 这样的温度可对电气和电子构件产生不期望的影响。例如，构成电子设备的构件可损坏。虽然电子构件的突然灾难性故障可能不总是发生，但由于升高的温度和热循环而逐渐损坏会降低这种电子构件的可使用寿命。

[0005] 已知的具有辐射屏蔽的系统将重量增加至燃气涡轮发动机，因此增加了比燃料消耗（SFC）。在这些构件放置在发动机中的远程位置情况下，连接电缆长度的增加也会增加发动机重量和SFC，同时还使维护活动复杂化。此外，在这种已知的燃气涡轮发动机中，在回放期间，这样的问题是复杂的，其中没有冷却流并且在维修这些已知的燃气涡轮发动机之前必须等待它们操作延长的时间。用于冷却发动机核心隔室构件的一些已知系统和方法也增加了至少一些已知燃气涡轮发动机的操作成本。

[0006] 例如，在至少一些已知的燃气涡轮发动机中维修电子设备需要发动机在飞行后保持在地面空转（GI）达至少3分钟。在这种已知的燃气涡轮发动机中，冷却电子发动机核心隔室构件的策略包括改变结构材料，以及通过在电子设备周围放置热辐射屏蔽且通过将构件移动到远程位置来修改发动机架构。

[0007] 热回放环境也对许多罩下构件的寿命有害。即使发动机构件有资格经受得住这样的环境，但是高温会使其内部密封件退化，导致额外的空气和/或燃料/油泄漏，导致发动机性能退化，并且当需要替换构件时潜在地需要飞行线路中断。

[0008] 热回放环境可导致燃料构件和线路中的燃料焦化，以及燃料喷嘴将使发动机操作退化，且最终在需要替换构件时将导致飞行线路中断。

[0009] 回放环境导致发动机定子和转子的不均匀冷却。罩下件大致作为烤箱，从隔室的底部到顶部具有大的温度梯度，导致压缩机壳体的不均匀冷却。结果，压缩机间隙不均匀，这可能导致在随后的发动机起动期间的压缩机摩擦（最好的情况），以及锁定转子（最差的情况）。压缩机摩擦导致发动机性能永久性退化，从而导致燃料消耗增加，这对于航线操作来说是昂贵的。在地面发动机起动之前，通过大量干式发动机回转在一些发动机上减轻了这种情况，这是航线操作的负担。发明内容

[0010] 在一个方面，主动发动机核心隔室冷却系统包括延伸穿过核心发动机罩的孔，核心发动机罩形成发动机核心隔室的径向外壁。主动发动机核心隔室冷却系统还包括冷却风扇，冷却风扇安装在发动机核心隔室内且包括冷却风扇入口和冷却风扇出口。冷却风扇入口与孔流连通地联接。冷却风扇出口与发动机核心隔室流连通地联接。主动发动机核心隔室冷却系统还包括冷却风扇控制器，该冷却风扇控制器构造成控制冷却风扇的旋转速度和控制与冷却风扇串流连通地联接的至少一个流控制阀的位置中的至少一者。

[0011] 在另一方面，一种减轻包括发动机核心隔室的燃气涡轮发动机中的回放的方法，包括接收轮上重量（WOW）和燃气涡轮发动机的风扇速度小于预定阈值中的至少一者的指示，并且基于接收的指示启动从发动机核心隔室外部进入发动机核心隔室的冷却空气流。

[0012] 在又一方面，涡扇发动机包括核心发动机，核心发动机包括至少部分地外接核心发动机的发动机核心隔室和形成发动机核心隔室的径向外壁的核心发动机罩。涡扇发动机还包括由在核心发动机中生成的气体驱动的动力涡轮提供动力的风扇，至少部分地包绕核心发动机和风扇的风扇旁通导管。涡扇发动机还包括，延伸穿过核心发动机罩到至少部分地包绕发动机核心隔室的旁通导管的孔，以及安装在发动机核心隔室内且包括冷却风扇入口和冷却风扇出口的冷却风扇。冷却风扇入口与孔流连通地联接。冷却风扇出口与发动机核心隔室流连通地联接。涡扇发动机还包括冷却风扇控制器，该冷却风扇控制器构造成控制冷却风扇的旋转速度和控制与冷却风扇串流连通地联接的至少一个流控制阀的位置中的至少一者。附图说明

[0013] 当参考附图阅读以下详细描述时，将更好地理解本公开的这些和其它特征、方面和优点，附图中相似的字符在整个附图中表示相似的部分，其中：图1是飞行器的透视图。

[0014] 图2是根据本公开的示例性实施例的图1中所示的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。

[0015] 图3是图1中所示的燃气涡轮发动机的放大示意性截面视图，示出了根据本公开的示例性实施例的主动发动机核心隔室冷却系统。

[0016] 图4是用于图3中所示的控制器的数据流图。

[0017] 图5是用于控制图3中所示的主动发动机核心隔室冷却系统的算法的过程流图。

[0018] 图6是减轻包括发动机核心隔室的燃气涡轮发动机中的回放的方法的流程图。

[0019] 除非另有指示，否则本文提供的附图意图示出本公开的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种系统。因此，附图不意味着包括本领域普通技术人员已知的用于实践本文公开的实施例所需的所有传统特征。

具体实施方式

[0020] 在以下说明书和权利要求中，将参考许多术语，其应被定义为具有以下含义。

[0021] 除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“该”包括复数指代。

[0022] “任选的”或“任选地”表示随后描述的事件或情况可能发生或可能不发生，并且该描述包括事件发生的实例和事件不发生的实例。

[0023] 如在整个说明书和权利要求中使用的近似语言可以用于修改可以允许在不会导致与其相关的基本功能的变化的情况下改变的任何定量表示。因此，由一个或多个术语（例如“大约”、“近似”和“大致”）修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。在此以及整个说明书和权利要求中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另有指示，否则这些范围的确定的且包括其中包含的所有子范围。

[0024] 如本文所使用，术语“轴向”和“轴向地”是指大致平行于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，术语“径向”和“径向地”是指大致垂直于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。另外，如本文所使用，术语“周向”和“周向地”是指围绕涡轮发动机的中心线弧形地延伸的方向和定向。

[0025] 本文所述的主动发动机核心隔室冷却系统的实施例在燃气涡轮发动机的回放期间有效地降低核心罩下构件的温度，包括温度敏感的电子设备，例如全权数字发动机（或电子设备）控制器（FADEC）和燃料操作的阀，以及构件。而且，通过本文所述的主动冷却系统和方法的回放减轻允许在回放期间提供核心隔室通风，从而消除在发动机起动之前对干式回转的需要和/或降低发动机起动期间压缩机摩擦的风险。此外，通过本文描述的主动冷却系统和方法的回放减轻使得可能在燃气涡轮发动机上可以执行维护活动之前减少飞行后地面空转（GI）时间。此外，通过本文所述的主动冷却系统和方法的回放减轻通过用较低重量的主动冷却系统构件和方法（包括构造成将空气直接引导至受热影响最严重的构件和区域的冷却风扇和轻质集管）替换辐射屏蔽来减少燃气涡轮发动机的比燃料消耗（SFC）。此外，通过本文所述的主动冷却系统和方法的回放减轻，通过避免必须改变罩下构件的结构材料并且必须改变发动机架构以将罩下构件移动至远程和更难以服务的位置来简化对罩下构件的维护活动且降低燃气涡轮发动机的操作成本。

[0026] 图1是飞行器100的透视图。在示例性实施例中，飞行器100包括机身102，机身102包括机头104、尾部106和在它们之间延伸的中空细长本体108。飞行器100还包括在侧向方向112上远离机身102延伸的翼110。翼110包括在正常飞行期间在飞行器100的运动方向116上的前面的前缘114和在翼110的相对边缘上的后面的后缘118。飞行器100还包括至少一个发动机120，其构造成驱动带叶片的可旋转部件122或风扇以生成推力。至少一个发动机120连接到发动机挂架124，发动机挂架124可以将涡扇发动机的至少一个发动机120连接到飞行器100。例如，发动机挂架124可以将至少一个发动机120联接到翼110和机身102中的至少一者，例如，以靠近尾部106的推动器构造（未示出）。

[0027] 图2是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机120的示意性截面视图。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机120体现在高旁通涡扇喷气发动机中。如图2中所示，涡扇发动机120限定轴向方向A（平行于提供成用于参考的纵向轴线202延伸）和径向方向R。大体上，涡扇120包括风扇组件204和设置在风扇组件204下游的核心涡轮发动机206。

[0028] 在示例性实施例中，核心涡轮发动机206包括近似管状的发动机壳体208，其限定环形入口220。发动机壳体208以串流关系包围：压缩机区段，其包括增压器或低压（LP）压缩机222和高压（HP）压缩机224；燃烧区段226；涡轮区段，其包括高压（HP）涡轮228和低压（LP）涡轮230；喷射排气喷嘴区段232。高压（HP）轴或转轴234将HP涡轮228传动地联接到HP压缩机224。低压（LP）轴或转轴236将LP涡轮230传动地联接到LP压缩机222。压缩机区段、燃烧区段226、涡轮区段和喷嘴区段232一起限定了核心空气流动路径237。

[0029] 在示例性实施例中，风扇组件204包括可变桨距风扇238，其具有以间隔开的关系联接到盘242的多个风扇叶片240。风扇叶片240从盘242沿径向向外延伸。借助于风扇叶片240可操作地联接到适当的变桨机构（PCM）244，各个风扇叶片240可相对于盘242围绕桨距轴线P旋转，该变桨机构构造成改变风扇叶片240的桨距。在其它实施例中，变桨机构（PCM）
244构造成一致地共同改变风扇叶片240的桨距。风扇叶片240、盘242和变桨机构244一起可由LP轴236跨过动力齿轮箱246围绕纵向轴线202旋转。动力齿轮箱246包括多个齿轮，以用于将风扇238相对于LP轴236的旋转速度调整到更高效的旋转风扇速度。

[0030] 盘242由可旋转的前毂248覆盖，该前毂248空气动力学地定轮廓以促进穿过多个风扇叶片240的气流。另外，风扇组件204和核心涡轮发动机206的至少一部分由机舱组件249包绕，机舱组件249可包括环形风扇壳体或外机舱250，其周向包绕风扇238和/或核心涡轮发动机206的至少一部分。在示例性实施例中，机舱250构造成通过多个周向间隔开的出口导向叶片252相对于核心涡轮发动机206支撑。此外，机舱250的下游区段254可以在核心涡轮发动机206的外部上延伸，以便在它们之间限定旁通导管256。

[0031] 机舱组件249是附接到涡扇发动机120和/或发动机挂架124的构件或结构的系统，其提供涡扇发动机120周围的空气动力学表面，限定旁通流动路径262的一部分，限定用于核心流动路径264和旁通流动路径262的适当入口220，限定用于旁通导管256和核心排气部257的排气的适当喷嘴，并且容纳或包含用于发动机的辅助装置和用于飞行器的其它构件，包括各种导管、线路、管路和线。机舱组件249可以细分为外部结构或风扇罩250和大体上由旁通导管256分开的内部结构或核心发动机罩259。外部结构250可包括入口260和风扇罩
250（其大体上与发动机的风扇壳体重叠）。外部结构250还可以部分地与内部结构259的前部261重叠，其中外部结构250为旁通导管256提供径向外壁，并且内部结构259提供径向内壁。

[0032] 内部结构259形成围绕发动机壳体208形成的大体上圆柱形或桶形罩的至少一部分，并且有助于限定发动机核心隔室263。内部结构259容纳并且构造成为发动机壳体208提供空气动力学盖。

[0033] 在涡扇发动机120的操作期间，一定体积的空气258通过机舱250和/或风扇组件204的相关入口260进入涡扇120。当该体积的空气258传递跨过风扇叶片240时，该体积的空气258的第一部分262被引导或发送到旁通导管256中，并且该体积的空气258的第二部分
264被引导或发送到核心空气流动路径237中，或更多特别地到LP压缩机222中。第一部分
262和第二部分264之间的比率通常被称为旁通比。然后，当第二部分264发送穿过高压（HP）压缩机224且进入燃烧区段226时，第二部分264的压力增加，在那里它与燃料混合且燃烧以提供燃烧气体266。

[0034] 燃烧气体266发送穿过HP涡轮228，在那里来自燃烧气体266的热能和/或动能的一部分经由联接到发动机壳体208的HP涡轮定子导叶268和联接到HP轴或转轴234的HP涡轮转子叶片270的连续级提取，因此引起HP轴或转轴234旋转，其然后驱动HP压缩机224的旋转。然后燃烧气体266发送穿过LP涡轮230，在那里热能和动能的第二部分经由联接到发动机壳体208的LP涡轮定子导叶272和联接到LP轴或转轴236的LP涡轮转子叶片274的连续级从燃烧气体266提取，其驱动LP轴或转轴236和LP压缩机222的旋转和/或风扇238的旋转。

[0035] 随后，燃烧气体266发送穿过核心涡轮发动机206的喷射排气喷嘴区段232，以提供推进推力。同时，第一部分262的压力在第一部分262从涡扇120的风扇喷嘴排气区段276排出之前发送穿过旁通导管256时显著增加，也提供推进推力。HP涡轮228、LP涡轮230和喷射排气喷嘴区段232至少部分地限定热气体路径278，以用于将燃烧气体266发送穿过核心涡轮发动机206。

[0036] 涡扇发动机120在图1中仅作为示例示出，并且在其它示例性实施例中，涡扇发动机120可以具有任何其它合适的构造，包括例如涡轮螺旋桨发动机。

[0037] 图3是燃气涡轮发动机120的放大示意性截面视图，示出了根据本公开的示例性实施例的主动发动机核心隔室冷却系统300。在示例性实施例中，主动发动机核心隔室冷却系统300包括孔302，孔302延伸穿过核心发动机罩259，核心发动机罩形成发动机核心隔室263的径向外壁。孔302从发动机核心隔室263延伸到旁通导管256，旁通导管256至少部分地包绕发动机核心隔室263。发动机核心隔室冷却系统300包括冷却风扇304，其安装在发动机核心隔室263内，且包括冷却风扇入口306和冷却风扇出口308。冷却风扇入口306与孔302流连通地联接。冷却风扇出口308与发动机核心隔室263流连通地联接。冷却风扇控制器310构造成控制冷却风扇304的旋转速度和控制与冷却风扇304串流连通地联接的至少一个流控制阀312的位置中的至少一者。冷却风扇控制器310构造成接收轮上重量（WOW）信号、发动机速度信号和至少一个流控制阀312和/或发动机燃料切断阀位置的指示中的至少一者以用于确定用于冷却风扇304的操作计划。

[0038] 在各种实施例中，冷却风扇304由电马达313提供动力。在其它实施例中，冷却风扇304由转动马达314提供动力，该转动马达314通过离合器316和齿轮箱318布置中的至少一者机械地联接到转子234和236中的至少一者。冷却风扇304也可以在离合器316接合的情况下由转动马达314提供动力，或者可以在离合器316分离的情况下由转子234或236的剩余动量提供动力。类似地，即使在没有安装转动马达314和离合器316的情况下，冷却风扇304可以通过齿轮箱318从转子234或236提供动力。在另一个实施例中，通过热电效应提供电功率，其利用热发动机壳体和冷发动机结构（如例如风扇框架）之间的温差。

[0039] 在一些实施例中，分配集管320联接到冷却风扇出口308。在一些实施例中，分配集管320供应多个冷却分支322，其中各个分支构造成将冷却空气流从冷却风扇304导送到构件，例如但不限于发动机核心隔室263内的线路可替换单元（LRU）324和全权数字发动机（或电子设备）控制器（FADEC）326或至发动机核心隔室263自身内的区域328、330。在各种实施例中，一个或多个冷却分支322包括分支流控制阀332和温度传感器334中的至少一者。

[0040] 图4是用于控制器310（图3中所示）的数据流图400。在示例性实施例中，控制器310构造成无线地或通过有线导管从飞行器100上或飞行器100外的各种信号源接收信号。在一个实施例中，控制器310构造成从例如飞行器飞行控制计算机（未示出）、LRU 324或FADEC 326接收轮上重量（WOW）信号和发动机速度信号400。在另一个实施例中，控制器接收发动机燃料切断阀位置的指示。控制器310还构造成接收用于发动机核心隔室263内的各个区域
328和330和/或来自构件324和/或326的温度信号。控制器310构造成生成控制信号以控制分支流控制阀332、至少一个流控制阀312和冷却风扇304的操作。控制器310使用通信地联接到存储器装置404的处理器402来执行处理算法、物理模型和/或查找表以生成这样的信号的指令。

[0041] 图5是用于控制主动发动机核心隔室冷却系统300的算法的过程流图500。主动发动机核心隔室冷却系统300起动502，其中至少一个流控制阀312关闭504和/或冷却风扇304关闭506。该算法迭代地检查508轮上重量信号（其指示飞行器已降落并且在地面上）、发动机速度小于预定阈值（例如额定全速的5％）的指示，和/或发动机燃料切断阀指示。当接收到可用于指示发动机核心隔室263中的冷却需要的任何这种指示或其它指示时，控制器310命令至少一个流控制阀312打开504和/或冷却风扇304起动506。在一些实施例中，至少一个流控制阀312和冷却风扇304可以独立地用于向发动机核心隔室263供应冷却。例如，至少一个流控制阀312可以单独使用以将冲压空气供应到发动机核心隔室263，同时飞行器100仍然充分移动以提供足够的压头以将空气驱动到发动机核心隔室263中。该算法迭代地检查514各种条件，在该条件下算法将停止主动发动机核心隔室冷却系统300。例如，算法可以在预定操作时段之后使主动发动机核心隔室冷却系统300停机，例如但不限于近似30分钟。处理器402可用于确定充分冷却发动机核心隔室263和/或其中的构件所需的操作时段。处理器402可用于使用过程算法、物理模型和/或查找表来确定514操作时段。此外，该时段可以由另一个处理器确定，且然后传送到处理器402或主动发动机核心隔室冷却系统300的其它构件。处理器402可用于基于发动机核心隔室263内的温度需要来操作冷却风扇304和流控制阀312。例如，只要发动机核心隔室263自身或发动机核心隔室263内的构件的温度高于预定温度阈值，该算法就可以保持冷却风扇304和流控制阀312的操作。该算法还可以考虑飞行器点火手柄的关闭位置以切断冷却系统，且因此在发动机点火的情况下抑制通风气流。

[0042] 图6是减轻包括发动机核心隔室的燃气涡轮发动机中的回放的方法600的流程图。方法600包括接收602轮上重量（WOW）和燃气涡轮发动机的风扇速度小于预定阈值中的至少一者的指示并且基于接收的指示来启动604从发动机核心隔室外部进入发动机核心隔室的冷却空气流。

[0043] 上述冷却系统提供了用于燃气涡轮发动机涡轮构件的主动冷却的高效方法。具体地，上述主动发动机核心隔室冷却系统包括机械或电驱动的冷却风扇，其在发动机核心隔室外部的空间上进行抽吸且将冷却空气供应到发动机核心隔室内的构件或至发动机核心隔室本身。可以调节冷却风扇的速度或冷却风扇冷却空气流控制阀的位置，以向发动机核心隔室内的构件或发动机核心隔室本身提供特定量的冷却。另外，主动发动机核心隔室冷却系统可以通过例如根本不包括冷却空气流控制阀或通过将冷却空气流控制阀保持在完全打开位置而一直操作来向发动机核心隔室提供最大冷却。为了供应最大冷却，而不是以可变速度操作冷却风扇，可以使用单速冷却风扇。

[0044] 本文描述的方法、系统和设备的示例性技术效果包括以下中的至少一者：（a）使用电或齿轮驱动的风扇在停机期间或之后提供冷却空气流到发动机核心隔室263或罩下空间中，以迅速将冷却空气引入罩下空间，这减少回放总体环境；（b）通过消除用于回放处的构件的辐射屏蔽，减轻重量且节省比燃料消耗，（c）允许飞行器发动机提前停机，这节省燃料和操作成本，（d）消除了将构件移动到远程的受热影响较小的位置的需要，从而简化了发动机架构以用于较简单的维护，（e）消除了重新设计构件以通过改变材料来提高构件温度限制的需要，从而产生构件成本降低，（f）消除辐射屏蔽，从而减少发动机重量和SFC，从而减少或消除用于冷却罩下构件的地面空转需要从而降低操作成本，（g）消除在回放期间发动机构件和管中的燃料或油焦化的风险，（h）降低在随后的发动机起动期间压缩机摩擦的风险，以及（i）消除在发动机起动之前的长时间干式回转的需要。

[0045] 上述方法和主动发动机核心隔室冷却系统的实施例解决了关于当发动机降落以及降低发动机速度时发生的与发动机操作相关的回放环境以及冷却减少的冷却问题。这导致节省操作和维护成本，由于减少燃料燃烧以及延长受影响区域中构件的寿命。更具体地，本文所述的方法和系统有助于在常规冷却方法不可用时并且在启动基于陆地的冷却方法之前冷却发动机核心隔室构件。结果，本文描述的方法和系统有助于以成本有效且可靠的方式降低操作和维护要求。

[0046] 虽然本公开的各种实施例的具体特征可能在一些附图中示出且在其它附图中未示出，但这仅是为了方便。根据本公开的原理，可以结合任何其它附图的任何特征来参考和/或要求保护附图的任何特征。

[0047] 该书面描述使用示例来公开实施例，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践实施例，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限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有与权利要求的字面语言并非不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其它示例意图在权利要求的范围内。

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