用于在涡轮机中冷却低压涡轮的装置和方法制造方法及图纸

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。

Device and method for cooling low pressure turbine in turbine

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于在涡轮机中冷却低压涡轮的装置和方法
本专利技术涉及涡轮机的领域。更准确地说，本专利技术涉及冷却飞机涡轮机中的低压涡轮。
技术介绍
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，特别地限制冷却系统对飞机的燃油消耗的影响。
技术实现思路
本专利技术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系统。为此，本专利技术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，r>-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，本专利技术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专利技术特定实施例的以下描述将揭示本专利技术的其他特征和优点，其中：-图1是装配有根据本专利技术的冷却装置的涡轮机的纵剖视图，-图2是根据本专利技术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系统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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞机涡轮机(100)，其至少包括：/n-一高压压缩机(30)，/n-一高压涡轮(50)，/n-一低压涡轮(60)，/n-使所述高压压缩机(30)与所述高压涡轮(50)连通的一第一冷却空气循环通道(200)，/n-使所述高压压缩机(30)与所述低压涡轮(60)连通的一第二冷却空气循环通道(400)，/n-其特征在于，所述第一通道(200)装配有阀(600)，所述飞机涡轮机(100)还包括第三冷却空气循环通道(700)，所述第三冷却空气循环通道(700)通过所述阀(600)与所述第一通道(200)选择性连通，所述第三通道(700)还与所述低压涡轮(60)连通，所述阀(600)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通道(200)中循环，空气被阻止在所述第三通道(700)中循环，在所述第二结构，源于所述第一通道(200)的空气循环被转移到所述第三通道(700)。/n

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】20171016 FR 17596921.一种飞机涡轮机(100)，其至少包括：
-一高压压缩机(30)，
-一高压涡轮(50)，
-一低压涡轮(60)，
-使所述高压压缩机(30)与所述高压涡轮(50)连通的一第一冷却空气循环通道(200)，
-使所述高压压缩机(30)与所述低压涡轮(60)连通的一第二冷却空气循环通道(400)，
-其特征在于，所述第一通道(200)装配有阀(600)，所述飞机涡轮机(100)还包括第三冷却空气循环通道(700)，所述第三冷却空气循环通道(700)通过所述阀(600)与所述第一通道(200)选择性连通，所述第三通道(700)还与所述低压涡轮(60)连通，所述阀(600)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通道(200)中循环，空气被阻止在所述第三通道(700)中循环，在所述第二结构，源于所述第一通道(200)的空气循环被转移到所述第三通道(700)。


2.根据权利要求1所述的涡轮机(100)，还包括控制装置(800)，所述控制装置设置为确定所述低压涡轮(60)的冷却空气压力，并根据所确定的空气压力指令所述阀(600)，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(100)，其中，所述第二通道(400)的一端(400a)和所述第三通道(700)的一端(700a)连接到一冷却空气收集器(500)，所述冷却空气收集器(500)还连接到所述低压涡轮(60)的一中空喷嘴(70)。


4.根据权利要求2或3所述的涡轮机(100)，包括多个第二冷却空气循环通道(400)，其每个都使所述高压压缩机(30)和所述低压涡轮(60)连通。


5.根据权利要求3或4所述的涡轮机(100)，其中，所述控制装置(800)设置为基于与所述冷却空气收集器(500)相关联的一压力传感器(C2)的至少一个测量值确定所述低压涡轮(60)...

【专利技术属性】
技术研发人员：约兰德·尚塔尔·奥胡安·埃克拉·德瓦勒，丹尼尔·伯纳瓦，迈克尔·阿兰·埃里克·索夫，
申请(专利权)人：赛峰航空器发动机，
类型：发明
国别省市：法国;FR