本公開涉及燃氣渦輪發(fā)動機，并且更具體地講，涉及具有多分接頭引氣陣列的發(fā)動機引氣系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

燃氣渦輪發(fā)動機在眾多應(yīng)用中加以使用，其中一個應(yīng)用用于為飛機提供推力。壓縮空氣通常在燃燒器附近的高壓位置處加以分流而用于輔助用途，如飛機的環(huán)境控制。然而，該高壓空氣通常比能夠被管道系統(tǒng)安全地支撐并且遞送到飛機的空氣更熱。因此，預(yù)冷器或換熱器用于冷卻高溫發(fā)動機引出空氣并且通常位于發(fā)動機附近，使得過熱的空氣為安全起見而不會被通過管道而輸送通過飛機機翼。使來自發(fā)動機的超過所需壓力的較高壓力和較高溫度的空氣轉(zhuǎn)向降低了發(fā)動機效率。此外，用于冷卻發(fā)動機引出空氣的換熱器加大了整體飛機重量，這還降低了飛機的燃料燃燒效率。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

根據(jù)一個實施方案，提供了一種用于飛機的燃氣渦輪發(fā)動機的發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)。所述發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)包括多分接頭引氣陣列，所述多分接頭引氣陣列包括多個發(fā)動機引氣分接頭，所述多個發(fā)動機引氣分接頭在所述燃氣渦輪發(fā)動機的最高壓力的壓縮機區(qū)段前面聯(lián)接到較低壓力的壓縮機區(qū)段的壓縮機源。所述發(fā)動機引氣分接頭的最高級具有在最大飛機高度下在空轉(zhuǎn)發(fā)動機功率下低于飛機的燃料-空氣混合物的自燃點的最大引氣溫度和適于在所述最大飛機高度下對所述飛機加壓的壓力。所述發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)還包括多個閥，所述多個閥可操作而從所述發(fā)動機引氣分接頭中的每一個抽取引出空氣。所述發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)進一步包括控制器，所述控制器可操作而基于引出空氣需求而選擇性地打開和關(guān)閉所述閥中的每一個并且控制所述引出空氣到飛機使用的遞送。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括飛機使用為飛機的環(huán)境控制系統(tǒng)的情況。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括氣動引氣裝置，所述氣動引氣裝置用于對所述燃氣渦輪發(fā)動機的至少一個艙室入口進行防冰，其中所述氣動引氣裝置處于與所述發(fā)動機引氣分接頭不同的發(fā)動機級。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括飛機的機翼防冰系統(tǒng)由發(fā)動機發(fā)電機供電的情況。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述控制器可操作而控制所述壓力增強的引出空氣的一部分遞送到所述飛機的機翼防冰系統(tǒng)的情況。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括：所述發(fā)動機引氣分接頭的最低級具有在最高發(fā)動機功率操作下低于所述飛機的所述燃料-空氣混合物的所述自燃點的最大引氣溫度和適于對所述飛機加壓的壓力。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述最大引氣溫度為400華氏度(204攝氏度)的情況。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述多分接頭引氣陣列和所述閥位于將所述燃氣渦輪發(fā)動機的艙室聯(lián)接到所述飛機的機翼的吊架下方的情況。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述燃氣渦輪發(fā)動機為齒輪傳動式渦扇發(fā)動機，并且所述齒輪傳動式渦扇發(fā)動機的低渦輪動力發(fā)電機為所述飛機的機翼防冰系統(tǒng)供電的情況。

根據(jù)另一個實施方案，提供了飛機的燃氣渦輪發(fā)動機。所述燃氣渦輪發(fā)動機包括風(fēng)扇區(qū)段、壓縮機區(qū)段、渦輪機區(qū)段和發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)。所述發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)包括多分接頭引氣陣列，所述多分接頭引氣陣列包括多個發(fā)動機引氣分接頭，所述多個發(fā)動機引氣分接頭在所述燃氣渦輪發(fā)動機的最高壓力的壓縮機區(qū)段前面聯(lián)接到較低壓力的壓縮機區(qū)段的壓縮機源。所述發(fā)動機引氣分接頭的最高級具有在最大飛機高度下在空轉(zhuǎn)發(fā)動機功率下低于所述飛機的燃料-空氣混合物的自燃點的最大引氣溫度和適于在所述最大飛機高度下對所述飛機加壓的壓力。所述發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)還包括多個閥，所述多個閥可操作而從所述發(fā)動機引氣分接頭中的每一個抽取引出空氣。所述發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)進一步包括控制器，所述控制器可操作而基于引出空氣需求而選擇性地打開和關(guān)閉所述閥中的每一個并且控制所述引出空氣到飛機使用的遞送。

根據(jù)另一個實施方案，提供了一種控制用于飛機的燃氣渦輪發(fā)動機的發(fā)動機引氣控制系統(tǒng)的方法。所述方法包括建立多分接頭引氣陣列，所述多分接頭引氣陣列包括多個發(fā)動機引氣分接頭，所述多個發(fā)動機引氣分接頭在所述燃氣渦輪發(fā)動機的最高壓力的壓縮機區(qū)段前面聯(lián)接到較低壓力的壓縮機區(qū)段的壓縮機源。所述發(fā)動機引氣分接頭的最高級具有在最大飛機高度下在空轉(zhuǎn)發(fā)動機功率下低于所述飛機的燃料-空氣混合物的自燃點的最大引氣溫度和適于在所述最大飛機高度下對所述飛機加壓的壓力。構(gòu)造多個閥，所述多個閥可操作而從所述發(fā)動機引氣分接頭中的每一個抽取引出空氣。所述閥各自基于引出空氣需求而選擇性地打開和關(guān)閉以控制所述引出空氣到飛機使用的遞送。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括所述飛機使用為所述飛機的環(huán)境控制系統(tǒng)并且所述發(fā)動機引氣分接頭的最低級具有在最高發(fā)動機功率操作下低于所述飛機的所述燃料-空氣混合物的所述自燃點的最大引氣溫度和適于對所述飛機加壓的壓力的情況，并且可包括由氣動引氣裝置對所述燃氣渦輪發(fā)動機的至少一個艙室入口提供防冰，其中所述氣動引氣裝置處于與所述發(fā)動機引氣分接頭不同的發(fā)動機級。

除了一個或多個上述特征以外，或作為任何以上實施方案的替代方案，其他實施方案可包括控制所述引出空氣的一部分到所述飛機的防冰系統(tǒng)的遞送。

附圖說明

在說明書結(jié)束處的權(quán)利要求書中具體指出了被視為本公開的主題，并明確地要求保護所述主題。根據(jù)下面結(jié)合附圖來理解的詳細描述，本公開的前述和其他特征以及優(yōu)點是顯而易見的，在附圖中：

圖1為燃氣渦輪發(fā)動機的橫截面視圖；

圖2為根據(jù)本公開的一個實施方案的發(fā)動機引氣系統(tǒng)的局部視圖；

圖3為根據(jù)本公開的一個實施方案的飛機防冰控制系統(tǒng)的示意圖；

圖4為根據(jù)本公開的多個實施方案的方法的工序流程；以及

圖5為燃氣渦輪發(fā)動機的另一實例的局部示意圖。

雖然上述附圖示出了本發(fā)明的一個或多個實施方案，但還涵蓋其他實施方案。在所有情況下，本公開以代表性而非限制性的方式呈現(xiàn)本發(fā)明。應(yīng)當(dāng)理解，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以想出許多其他的修改和實施方案，它們均屬于本發(fā)明原理的范疇和精神范圍內(nèi)。附圖可能不是按比例繪制的，并且本公開的應(yīng)用和實施方案可包括附圖中未具體示出的特征和部件。相同的附圖標(biāo)記標(biāo)識相同的結(jié)構(gòu)元件。

具體實施方式

本公開的各種實施方案是關(guān)于針對燃氣渦輪發(fā)動機的發(fā)動機引氣控制。本公開的多個實施方案可以應(yīng)用于任何用于分流出壓縮空氣用于輔助用途的渦輪機械。例如，燃氣渦輪發(fā)動機為旋轉(zhuǎn)式燃燒渦輪發(fā)動機，所述旋轉(zhuǎn)式燃燒渦輪發(fā)動機圍繞電力芯構(gòu)建，所述電力芯由壓縮機、燃燒器和渦輪機構(gòu)成，所述壓縮機、燃燒器和渦輪機與上游入口和下游排氣口布置成流動串聯(lián)。壓縮機壓縮來自入口的空氣，所述空氣與燃料在燃燒器中混合并被點燃以生成熱燃燒氣體。渦輪機從膨脹的燃燒氣體中提取能量，并經(jīng)由共同軸驅(qū)動壓縮機。能量呈旋轉(zhuǎn)能的形式在軸中遞送，以反作用推力的形式從排氣口遞送出來，或者兩者兼有。壓縮空氣可從各個級作為引出空氣提取出來。

燃氣渦輪發(fā)動機為范圍廣泛的應(yīng)用包括航空和工業(yè)發(fā)電提供高效的、可靠的電力。小型發(fā)動機如輔助動力單元通常利用單轉(zhuǎn)軸設(shè)計，具有同向旋轉(zhuǎn)的壓縮機區(qū)段和渦輪機區(qū)段。大型噴氣發(fā)動機和工業(yè)燃氣渦輪機通常被布置到多個同軸嵌套的轉(zhuǎn)軸中，這些轉(zhuǎn)軸以不同的壓力和溫度操作，并且以不同的速度旋轉(zhuǎn)。

每個轉(zhuǎn)軸中的單獨的壓縮機區(qū)段和渦輪機區(qū)段被細分為多個級，所述多個級由轉(zhuǎn)子葉片和定子葉片翼片的交替行形成。翼型被成形用于使工作流體流轉(zhuǎn)向、加速并對其加壓，或用于產(chǎn)生升力以便在渦輪機中轉(zhuǎn)化為旋轉(zhuǎn)能。

航空應(yīng)用包括渦輪噴氣發(fā)動機、渦扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機。在渦輪噴氣發(fā)動機中，主要從排氣口生成推力。現(xiàn)代固定翼飛機通常采用渦扇發(fā)動機設(shè)計和渦輪螺旋槳發(fā)動機設(shè)計，其中低壓轉(zhuǎn)軸聯(lián)接到具有兩個渦輪機的渦扇發(fā)動機中的推進風(fēng)扇或螺旋槳?；蛘撸诰哂腥齻€渦輪機的渦扇發(fā)動機中，一個渦輪機驅(qū)動風(fēng)扇，一個渦輪機驅(qū)動第一壓縮機區(qū)段，并且第三渦輪機驅(qū)動第二壓縮機區(qū)段。渦輪軸發(fā)動機通常在旋轉(zhuǎn)翼飛機包括直升機上使用。

渦扇發(fā)動機通常分為高旁通比構(gòu)型和低旁通比構(gòu)型。高旁通比渦扇發(fā)動機主要從風(fēng)扇產(chǎn)生推力，所述推力驅(qū)動氣流穿過圍繞發(fā)動機芯取向的旁通管道。這種設(shè)計常見于噪音和燃料效率為主要問題的商用飛機和軍用運輸機。低旁通比渦扇發(fā)動機從排氣流成比例地產(chǎn)生更多的推力，從而提供更大的比推力，以便在高性能飛機包括超音速噴氣式戰(zhàn)斗機上加以使用。無管道(開式轉(zhuǎn)子)渦扇發(fā)動機和管道式螺旋槳發(fā)動機也已知呈各種反向旋轉(zhuǎn)構(gòu)型和尾部安裝式構(gòu)型。

現(xiàn)在參考圖1，示出了呈渦扇發(fā)動機構(gòu)型的燃氣渦輪發(fā)動機10的橫截面視圖。示出的燃氣渦輪機發(fā)動機10包括風(fēng)扇區(qū)段11，其中推進風(fēng)扇12安裝在旁通管道14的內(nèi)部，所述旁通管道處于風(fēng)扇出口引導(dǎo)葉片13的上游。發(fā)動機的電力芯由壓縮機區(qū)段16、燃燒器18和渦輪機區(qū)段20形成。壓縮機區(qū)段16和/或渦輪機區(qū)段20中的轉(zhuǎn)子葉片(或翼片)21與對應(yīng)的定子葉片(或翼片)39一起布置在級38中，其中每個級38均包括一個轉(zhuǎn)子葉片21和定子葉片39對。

在圖1的雙轉(zhuǎn)軸高旁通比構(gòu)型中，壓縮機區(qū)段16包括低壓壓縮機22(較低壓力的壓縮機區(qū)段)和高壓壓縮機24(最高壓力的壓縮機區(qū)段)。渦輪機區(qū)段20包括高壓渦輪機26和低壓渦輪機28。

低壓壓縮機22經(jīng)由低壓軸30旋轉(zhuǎn)地聯(lián)接到低壓渦輪機28，由此形成低壓轉(zhuǎn)軸或低轉(zhuǎn)軸31。高壓壓縮機24經(jīng)由高壓軸32旋轉(zhuǎn)地聯(lián)接到高壓渦輪機26，由此形成高壓轉(zhuǎn)軸或高轉(zhuǎn)軸33。

在燃氣渦輪發(fā)動機10的操作期間，風(fēng)扇12使從入口34穿過旁通管道14的氣流加速，從而產(chǎn)生推力。芯氣流在低壓壓縮機22和高壓壓縮機24中被壓縮，隨后壓縮后的氣流與燃料在燃燒器18中混合并被點燃以生成燃燒氣體。

燃燒氣體膨脹以驅(qū)動高壓渦輪機26和低壓渦輪機28，所述高壓渦輪機和所述低壓渦輪機分別旋轉(zhuǎn)地聯(lián)接到高壓壓縮機24和低壓壓縮機22。膨脹的燃燒氣體經(jīng)排氣噴嘴36離開，所述排氣噴嘴被成形為從排氣流產(chǎn)生額外的推力。

在具有低壓渦輪機和高壓渦輪機的先進渦扇發(fā)動機設(shè)計中，低壓軸30可聯(lián)接到低壓壓縮機且隨后經(jīng)由齒輪傳動式驅(qū)動機構(gòu)37聯(lián)接到風(fēng)扇12，從而提供改進的風(fēng)扇速度控制，以便提高效率并降低發(fā)動機噪音，作為齒輪傳動式渦扇發(fā)動機。推進風(fēng)扇12還可以用作燃氣渦輪發(fā)動機10的第一級壓縮機，其中低壓壓縮機22在高壓壓縮機24前面作為中間級壓縮機或升壓器?？商娲兀淮嬖诘蛪簤嚎s機級，并且來自風(fēng)扇12的空氣被直接提供到高壓壓縮機24，或被提供到獨立旋轉(zhuǎn)的中間壓縮機轉(zhuǎn)軸。

發(fā)動機附件齒輪箱40經(jīng)由塔軸42機械地聯(lián)接到燃氣渦輪機發(fā)動機10的旋轉(zhuǎn)部分如高壓轉(zhuǎn)軸33。各種發(fā)動機附件如泵44和發(fā)電機46(也稱為發(fā)動機發(fā)電機46)的旋轉(zhuǎn)可以通過如圖1示意性顯示的發(fā)動機附件齒輪箱40來驅(qū)動。可替代地，發(fā)動機附件齒輪箱40可聯(lián)接到低轉(zhuǎn)軸31，并且因此發(fā)電機46也可稱為通過低壓渦輪機28(即，最低壓力的渦輪機)的旋轉(zhuǎn)發(fā)電的低轉(zhuǎn)軸發(fā)電機。

燃氣渦輪發(fā)動機10可具有一系列不同的軸和轉(zhuǎn)軸幾何形狀，包括單轉(zhuǎn)軸構(gòu)型、雙轉(zhuǎn)軸構(gòu)型和三轉(zhuǎn)軸構(gòu)型，呈同向旋轉(zhuǎn)和反向旋轉(zhuǎn)兩種設(shè)計。燃氣渦輪發(fā)動機10也可以被構(gòu)造為低旁通比渦扇發(fā)動機、開式轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機、管道式或無管道螺旋槳發(fā)動機或工業(yè)燃氣渦輪機。

圖5顯示了呈齒輪傳動式渦扇發(fā)動機構(gòu)型的燃氣渦輪發(fā)動機220的另一個實例。燃氣渦輪發(fā)動機220在上游氣流入口224與下游氣流排氣口226之間沿軸向中心線222延伸。燃氣渦輪發(fā)動機220包括風(fēng)扇區(qū)段228、壓縮機區(qū)段216、燃燒器區(qū)段232和渦輪機區(qū)段219。壓縮機區(qū)段216包括低壓壓縮機(lpc)區(qū)段229、中間壓力壓縮機(ipc)區(qū)段230和高壓壓縮機(hpc)區(qū)段231，其中l(wèi)pc區(qū)段229和ipc區(qū)段230為位于hpc區(qū)段231的最高壓力的壓縮機區(qū)段前面的較低壓力的壓縮機區(qū)段。渦輪機區(qū)段219包括高壓渦輪機(hpt)區(qū)段233、中間壓力渦輪機(ipt)區(qū)段234和低壓渦輪機(lpt)區(qū)段235。

發(fā)動機區(qū)段228至235在發(fā)動機外殼236內(nèi)沿中心線222順序地布置。發(fā)動機外殼236包括內(nèi)部(例如，芯)殼體238和外部(例如，風(fēng)扇)殼體240。內(nèi)部殼體238容納lpc區(qū)段229和發(fā)動機區(qū)段230至235，所述lpc區(qū)段和所述發(fā)動機區(qū)段形成燃氣渦輪發(fā)動機220的多轉(zhuǎn)軸芯。外部殼體240至少容納風(fēng)扇區(qū)段228。發(fā)動機外殼236還包括內(nèi)部(例如，芯)艙室242和外部(例如，風(fēng)扇)艙室244。內(nèi)部艙室242容納內(nèi)部殼體238并為內(nèi)部殼體238提供流線型覆蓋件。外部艙室244容納外部殼體240并為外部殼體240提供流線型覆蓋件。外部艙室244還與內(nèi)部艙室242的一部分重疊，由此在艙室242與244之間徑向地限定旁通氣體路徑246。當(dāng)然，旁通氣體路徑246還可由外部殼體240和/或燃氣渦輪發(fā)動機220的其他部件部分地限定。

發(fā)動機區(qū)段228至231和233至235各自包括相應(yīng)的轉(zhuǎn)子248至254。這些轉(zhuǎn)子248至254各自包括多個轉(zhuǎn)子葉片(例如，風(fēng)扇葉片、壓縮機葉片或渦輪機葉片)，所述多個轉(zhuǎn)子葉片圍繞一個或多個相應(yīng)轉(zhuǎn)子盤周向地布置且連接到一個或多個相應(yīng)轉(zhuǎn)子盤。例如，轉(zhuǎn)子葉片可與相應(yīng)的轉(zhuǎn)子盤整體地形成或者機械地緊固、焊接、釬焊、粘附和/或以其它方式附接到相應(yīng)的轉(zhuǎn)子盤。

轉(zhuǎn)子248至254分別被構(gòu)造到多個旋轉(zhuǎn)組件256至258中。第一旋轉(zhuǎn)組件256包括風(fēng)扇轉(zhuǎn)子248、lpc轉(zhuǎn)子249和lpt轉(zhuǎn)子254。第一旋轉(zhuǎn)組件256還可包括齒輪傳動系統(tǒng)260和一個或多個軸262和263，該齒輪傳動系統(tǒng)260可以被構(gòu)造為具有行星齒輪系統(tǒng)或星型齒輪系統(tǒng)的周轉(zhuǎn)齒輪傳動系統(tǒng)。lpc轉(zhuǎn)子249被連接到風(fēng)扇轉(zhuǎn)子248。風(fēng)扇轉(zhuǎn)子248通過風(fēng)扇軸262連接到齒輪傳動系統(tǒng)260。因此，lpc轉(zhuǎn)子249通過風(fēng)扇轉(zhuǎn)子248和風(fēng)扇軸262連接到齒輪傳動系統(tǒng)260。齒輪傳動系統(tǒng)260通過低速軸263連接到lpt轉(zhuǎn)子254并由lpt轉(zhuǎn)子254驅(qū)動。

第二旋轉(zhuǎn)組件257包括ipc轉(zhuǎn)子250和ipt轉(zhuǎn)子253。第二旋轉(zhuǎn)組件257還包括中間速度軸264。ipc轉(zhuǎn)子250通過中間速度軸264連接到ipt轉(zhuǎn)子253并由ipt轉(zhuǎn)子253驅(qū)動。

第三旋轉(zhuǎn)組件258包括hpc轉(zhuǎn)子251和hpt轉(zhuǎn)子252。第三旋轉(zhuǎn)組件258還包括高速軸265。hpc轉(zhuǎn)子251通過高速軸265連接到hpt轉(zhuǎn)子252并由hpt轉(zhuǎn)子252驅(qū)動。

軸262至265中的一個或多個可以是圍繞中心線222同軸的。軸263至265中的一個或多個也可以同心地布置。低速軸263在中間速度軸264內(nèi)徑向地設(shè)置并且軸向地延伸穿過中間速度軸264。中間速度軸264在高速軸265內(nèi)徑向地設(shè)置并且軸向地延伸穿過高速軸265。軸262至265由多個軸承(例如，滾動元件和/或推力軸承)可旋轉(zhuǎn)地支撐。這些軸承各自通過至少一個固定結(jié)構(gòu)如環(huán)狀支撐支柱連接到發(fā)動機外殼236(例如，內(nèi)部殼體238)。

在操作期間，空氣通過氣流入口224進入燃氣渦輪發(fā)動機220。該空氣被引導(dǎo)穿過風(fēng)扇區(qū)段228并進入芯氣體路徑266和旁通氣體路徑246。芯氣體路徑266順序地流過發(fā)動機區(qū)段229至235。芯氣體路徑266內(nèi)的空氣可稱為“芯空氣"。旁通氣體路徑246內(nèi)的空氣可稱為“旁通空氣”。

芯空氣由壓縮機轉(zhuǎn)子249至251壓縮并且被引導(dǎo)到燃燒器區(qū)段232中。燃料被噴射到燃燒器區(qū)段232中并與壓縮后的芯氣體混合以提供燃料-空氣混合物。該燃料空氣混合物被點燃并且它的燃燒產(chǎn)物流過且順序地導(dǎo)致渦輪機轉(zhuǎn)子252至254旋轉(zhuǎn)。渦輪機轉(zhuǎn)子252至254的旋轉(zhuǎn)分別驅(qū)動壓縮機轉(zhuǎn)子251至249的旋轉(zhuǎn)，以及因此從芯氣流入口接收的空氣的壓縮。渦輪機轉(zhuǎn)子254的旋轉(zhuǎn)還驅(qū)動風(fēng)扇轉(zhuǎn)子248的旋轉(zhuǎn)，這會推進旁通空氣穿過旁通氣體路徑246并且到達旁通氣體路徑246的外部。旁通空氣的推進可能導(dǎo)致燃氣渦輪機發(fā)動機220產(chǎn)生大部分推力，例如，超過百分之七十五(75%)的發(fā)動機推力。然而，本公開的燃氣渦輪發(fā)動機220并不限于前述示例性推力比。另外，雖然圖5的實例包括齒輪傳動系統(tǒng)260，但在其他實施方案中，可排除包括兩個或更多個轉(zhuǎn)軸的齒輪傳動系統(tǒng)260。

圖2為根據(jù)一個實施方案的發(fā)動機引氣系統(tǒng)50(也稱為發(fā)動機引氣控制系統(tǒng))的局部視圖。在圖2的實例中，發(fā)動機引氣系統(tǒng)50包括多分接頭引氣陣列51，所述多分接頭引氣陣列包括多個發(fā)動機引氣分接頭52a、52b、52c、52d，所述多個發(fā)動機引氣分接頭聯(lián)接到燃氣渦輪發(fā)動機10的壓縮機源54。發(fā)動機引氣分接頭52a至52d可各自位于較低壓力的位置，例如，位于燃氣渦輪發(fā)動機10的壓縮機區(qū)段16的9個由轉(zhuǎn)子葉片21和定子葉片39形成的級55前面。在一些實施方案中，壓縮機源54為壓縮機區(qū)段16的最低壓力的壓縮機源。雖然圖2的實例顯示了4個發(fā)動機引氣分接頭52a至52d，但應(yīng)當(dāng)理解，在各種實施方案中，多分接頭引氣陣列51可在風(fēng)扇空氣源56與壓縮機區(qū)段16的最高壓力的壓縮機區(qū)段之間包括任意數(shù)量的兩個或更多個發(fā)動機引氣分接頭。發(fā)動機引氣分接頭52a位于關(guān)于發(fā)動機引氣分接頭52b至52d的上游位置，并且因此提供較低壓縮源和與從發(fā)動機引氣分接頭52b至52d抽取的引出空氣相比較冷的引出空氣。同樣地，發(fā)動機引氣分接頭52b位于關(guān)于發(fā)動機引氣分接頭52c至52d的上游位置，并且因此提供較低壓縮源和與從發(fā)動機引氣分接頭52c至52d抽取的引出空氣相比較冷的引出空氣。發(fā)動機引氣分接頭52d位于關(guān)于發(fā)動機引氣分接頭52a至52c的下游位置，并且因此提供較高壓縮源和與從發(fā)動機引氣分接頭52a至52c抽取的引出空氣相比較熱的引出空氣。在多個實施方案中，所述發(fā)動機引氣分接頭(即，發(fā)動機引氣分接頭52d)的最高級具有在最大飛機高度下在空轉(zhuǎn)發(fā)動機功率下低于飛機的燃料-空氣混合物的自燃點的最大引氣溫度和適于在最大飛機高度下對飛機加壓的壓力。所述發(fā)動機引氣分接頭(即，發(fā)動機引氣分接頭52a)的最低級具有在最高發(fā)動機功率操作下低于飛機的燃料-空氣混合物的自燃點的最大引氣溫度和適于對飛機加壓的壓力。

在圖2的實例中，來自發(fā)動機引氣分接頭52a的引出空氣被引導(dǎo)通過止回閥58a到達中間管道59。閥62a可控制引出空氣從中間管道59穿過管道65到達飛機使用64的遞送。閥62a可為截止閥或組合式壓力調(diào)節(jié)和截止閥。飛機使用64可以是飛機5的環(huán)境控制系統(tǒng)90，如圖3最佳可見。來自發(fā)動機引氣分接頭52b的引出空氣可如閥62b所控制而被引導(dǎo)通過止回閥58b到達中間管道59。來自發(fā)動機引氣分接頭52c的引出空氣可如閥62b和62c所控制而被引導(dǎo)穿過止回閥58c到達中間管道59。來自發(fā)動機引氣分接頭52d的引出空氣可如閥62b、62c和62d所控制而被引導(dǎo)到中間管道59。涵蓋了多分接頭引氣陣列51的其他構(gòu)型，包括具有更多或更少數(shù)量的閥的不同閥布置方式。例如，閥62c和/或閥62d，而不是級聯(lián)式閥62b至62d，可被直接連接到中間管道59。

在多個實施方案中，為發(fā)動機防冰系統(tǒng)74提供用于對燃氣渦輪發(fā)動機10的艙室入口72(圖3)進行防冰的氣動引氣裝置70。發(fā)動機防冰系統(tǒng)74可為發(fā)動機部件和/或艙室部件提供防冰并且可超過華氏400度(攝氏204度)。氣動引氣裝置70可處于與發(fā)動機引氣分接頭52a至52d不同的發(fā)動機級，例如，下游的較高溫度/壓縮點，但不需要處于最高壓縮級。閥76可由控制器48選擇性地致動，以啟用發(fā)動機防冰系統(tǒng)74。在一些實施方案中，飛機5的機翼80中的機翼防冰系統(tǒng)78由發(fā)動機發(fā)電機46供電，即電防冰。在替代實施方案中，控制器48可操作而使用閥82控制引出空氣的一部分到飛機5的機翼防冰系統(tǒng)78的遞送?？刂破?8還可控制閥62a至62d以及其他部件。

控制器48可包括用于存儲由處理器執(zhí)行的指令的存儲器?？蓤?zhí)行指令可諸如關(guān)于圖1的燃氣渦輪發(fā)動機10的一個或多個系統(tǒng)的控制和/或監(jiān)視操作而以任何方式且以任何抽象水平存儲或組織。該處理器可以是任何類型的中央處理單元(cpu)，包括通用處理器、數(shù)字信號處理器、微控制器、專用集成電路(asic)、現(xiàn)場可編程門陣列等。另外，在多個實施方案中，存儲器可包括隨機存取存儲器(ram)、只讀存儲器(rom)、或者其他電子、光學(xué)、磁性或上面存儲有非臨時性數(shù)據(jù)和控制算法的任何其他計算機可讀介質(zhì)?？刂破?8可體現(xiàn)在單個現(xiàn)場可更換單元、控制系統(tǒng)中(例如，在電子發(fā)動機控制內(nèi))和/或分布在多個電子系統(tǒng)之間。

在圖2的實例中，選擇發(fā)動機引氣分接頭52a至52d的源位置以使得引出空氣的最大溫度在燃氣渦輪發(fā)動機10的所有飛行條件下都保持低于燃料-空氣混合物的自燃點。例如，最大溫度可針對0.25馬赫確定為華氏400度(攝氏204度)以及華氏120度-天。控制器48可以觀察各種飛機操作條件，以確定發(fā)動機引氣分接頭52a至52d中的每一個處的壓力和溫度并且基于引出空氣需求而選擇性地打開和關(guān)閉閥62a至62d并且控制引出空氣到飛機使用64和/或機翼防冰系統(tǒng)78的遞送。

雖然圖2中顯示了特定構(gòu)型，但實施方案范疇內(nèi)的其他構(gòu)型也涵蓋在內(nèi)。例如，閥82可位于閥62a至62d中的一個或多個的上游。此外，發(fā)動機引氣分接頭52a至52d中的一個或多個的輸出可具有其他使用和/或與機翼防冰系統(tǒng)78和/或其他系統(tǒng)具有其他連接。在將燃氣渦輪發(fā)動機10的艙室聯(lián)接到機翼80的吊架84(圖3)的下方或內(nèi)部，或在飛機5的內(nèi)部，多分接頭引氣陣列51和/或閥62a至62d可位于燃氣渦輪發(fā)動機10附近。另外，發(fā)動機引氣系統(tǒng)50可結(jié)合到圖5的燃氣渦輪發(fā)動機220中，其中發(fā)動機引氣分接頭52可在例如圖5的燃氣渦輪發(fā)動機220的最高壓力的壓縮機區(qū)段(hpc區(qū)段231)前面聯(lián)接到較低壓力的壓縮機區(qū)段(例如，lpc區(qū)段229或ipc區(qū)段230)的壓縮機源。

圖4為根據(jù)一個實施方案的方法100的工序流程。方法100參照圖1至圖5來描述。雖然主要參照圖1的燃氣渦輪發(fā)動機10進行了描述，但應(yīng)當(dāng)理解，方法100也可適用于圖5的燃氣渦輪發(fā)動機220和其他構(gòu)型。在塊102中，建立多分接頭引氣陣列51，所述多分接頭引氣陣列具有多個發(fā)動機引氣分接頭52a至52d，所述多個發(fā)動機引氣分接頭在燃氣渦輪發(fā)動機10的最高壓力的壓縮機區(qū)段前面聯(lián)接到較低壓力的壓縮機區(qū)段的壓縮機源54，其中發(fā)動機引氣分接頭(例如，發(fā)動機引氣分接頭52d)的最高級具有在最大飛機高度下在空轉(zhuǎn)發(fā)動機功率下低于飛機的燃料-空氣混合物的自燃點的最大引氣溫度和適于在最大飛機高度下對飛機加壓的壓力。在塊104中，將閥62a至62d構(gòu)造成從發(fā)動機引氣分接頭52a至52d的每一個抽取引出空氣。止回閥58a至58c還可控制例如從發(fā)動機引氣分接頭52a至52d到中間管道59的引出空氣流。在塊106中，閥62a至62d各自基于引出空氣需求而選擇性地打開和關(guān)閉以便控制引出空氣到飛機使用64的遞送。可由氣動引氣裝置70對飛機渦輪發(fā)動機10的艙室入口74提供防冰?？捎砂l(fā)動機發(fā)電機46向飛機10的機翼防冰系統(tǒng)78提供電力?？商娲兀刂破?8例如使用閥62a至62d和/或82的組合來控制引出空氣的一部分到飛機5的機翼防冰系統(tǒng)78的遞送。

技術(shù)效果和益處包括使用多個發(fā)動機引氣分接頭和峰值溫度極限來減小發(fā)動機引氣能耗。多個實施方案基于引出空氣需求而選擇性地打開和關(guān)閉閥以維持壓力和溫度極限并且避免發(fā)動機引出空氣的預(yù)先冷卻。多個實施方案可通過在目標(biāo)溫度和壓力下從發(fā)動機分接頭選擇發(fā)動機引出空氣而不超過燃料-空氣混合物的自燃點來消除對預(yù)冷器或額外換熱器的需要。

雖然已結(jié)合僅有限數(shù)量的實施方案描述了本公開，但很容易理解，本公開并不限于此類所公開的實施方案。而是，可修改本公開以并入迄今為止尚未描述但與本公開的范疇一致的任何數(shù)目的變化、更改、替代或等效布置方式。此外，盡管已描述了本公開的各種實施方案，但應(yīng)當(dāng)理解，本公開各方面可僅包括其中一些所述實施方案。因此，本公開并不視為受限于前面的描述，而是僅受到隨附權(quán)利要求的范疇的限制。