热绝缘系统技术方案

一种用于超过500F的高温流体通过的航空航天管道的热绝缘系统。热绝缘系统可以经受小于80千帕的压力，并且可以包含在涡轮发动机中。热绝缘系统至少包括面对管道的第一箔层、面对第一箔层的绝缘层、面对绝缘层的第二箔层、以及施加到任一层的至少一个涂层。以及施加到任一层的至少一个涂层。以及施加到任一层的至少一个涂层。

【技术实现步骤摘要】
热绝缘系统
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本申请要求2021年10月20日提交的印度临时申请第202111047592号和2022年6月28日提交的美国专利申请第17/851,800号的优先权和权益，其全部内容通过引用并入本文。


[0003]本公开涉及用于导管、管或管道的热绝缘系统，更具体地，涉及用于航空航天部件、导管、管或管道的热绝缘系统。

技术介绍

[0004]热绝缘系统或热屏蔽件可以环绕或以其他方式放置成邻近输送热流体的一个或多个管或管道。热绝缘系统的目的是维持管或管道中的温度并提供外表面，该外表面的温度比它所联接的管或管道的温度更低。热绝缘系统的热阻率取决于用于制作热绝缘系统的材料的热导率和厚度。
附图说明
[0005]在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本说明书的各方面的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
[0006]图1是具有至少一个航空航天管道的涡轮发动机的示意横截面视图。
[0007]图2是图1的管道的示意横截面，示出了覆盖或包围管道的热绝缘系统。
[0008]图3A是图2的热绝缘系统和管道的一部分的分解示意图。
[0009]图3B是图3A的热绝缘系统和管道的变型的分解图。
[0010]图4是图2的热绝缘系统和管道的示意横截面的变型。
[0011]图5是图4的热绝缘系统和管道的一部分的分解示意图。
具体实施方式
[0012]涡轮发动机环境中的热绝缘系统需要在各种环境中运行。飞行器发动机在环境气压变化的环境中操作，其中环境气压可以在10
‑
110千帕(kPa)或1.4
–
16磅每平方(PSI)之间。在低于标准大气压或低压航空航天环境(环境气压为80kPa或11.6PSI或更低)中，热传递以辐射和传导为主，而不是以对流为主。在启动时或一旦启动，涡轮发动机的一些管和管道中的流体或气体的温度可能等于500华氏度(260摄氏度或大约533开尔文)或更高。与传导或对流可以发挥更大作用的较低温度相对，在这些温度下，辐射，特别是红外辐射(IR)，成为热传递的主要模式。因此，需要改进对IR辐射的热阻率。虽然更厚、更重的热绝缘系统可能会提供额外的热阻率，但更厚、更重的热绝缘系统会增加质量，并在质量和体积非常重要的航空航天环境中占据宝贵的体积。因此，在更小、更轻是优先考虑的航空航天业中，需要更具创造性的解决方案。
[0013]本公开的方面涉及用于航空航天部件、导管、管或管道的热绝缘系统。包括在所公开的热绝缘系统中的分层和涂层可以增加热阻率，同时减小或维持热绝缘系统的总厚度。附加地或替代地，所公开的热绝缘系统可以维持热阻率，同时减小热绝缘系统的总厚度或质量。
[0014]应当理解，本公开可以在多种应用中具有一般用途，即，热绝缘系统可以在任何合适的移动和/或非移动工业、商业和/或住宅应用中使用。
[0015]如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前”或“前方”表示在某物的前面，“后”或“后方”表示在某物的后面。例如，当用于流体流动时，前/前方可表示上游，后/后方可表示下游。
[0016]此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”指的是远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向指的是沿着在涡轮发动机的中心纵向轴线和涡轮发动机外周之间延伸的射线的方向。此外，如本文所用，术语“组”或一“组”元件可以是任何数量的元件，包括仅一个元件。
[0017]此外，如本文所用，虽然传感器可以被描述为“感测”或“测量”相应值，但感测或测量可以包括确定指示相应值或与相应值有关的值，而不是直接感测或测量值本身。感测或测量值可以进一步提供给附加部件。例如，该值可以提供给如上限定的控制器模块或处理器，并且控制器模块或处理器可以对该值进行处理，以确定代表值或代表所述值的电特性。
[0018]所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前方、后方等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开内容，并且不应被解释为对示例的限制，特别是关于本文描述的本公开的方面的位置、取向或用途的限制。除非另有说明，否则连接引用(例如，附接、联接、连接和接合)将被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接引用不一定推断两个元件直接连接并且彼此具有固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且在所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
[0019]如本文所用，“热阻率”是热特性和对温度差的测量，通过该温度差，物体或材料抵抗热流。物体的热阻率可以用下面的公式1表示：
[0020](1)
[0021]其中R
t
代表热阻率。L是材料的厚度或材料平面的厚度。k是一种或多种材料的热导率，并且是当厚度为单位的板的相对面的温度相差1度时，单位时间内通过厚度为单位的板的单位面积的热量。A是平面的面积或垂直于热流路径的横截面面积。因此，热绝缘系统的热阻率取决于用于制作热绝缘系统的一种或多种材料的热导率、厚度和面积。
[0022]图1是用于飞行器的涡轮发动机10的示意性横截面视图。涡轮发动机10具有从前方14延伸到后方16的中心线或纵向轴线12。涡轮发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
[0023]风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕纵向轴线12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形成发动机核心44，其生成燃烧气体。
发动机核心44被核心壳体46围绕，核心壳体46可以与风扇壳体40联接。
[0024]绕涡轮发动机10的纵向轴线12同轴设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。绕涡轮发动机10的纵向轴线12同轴设置在较大直径的环形HP线轴48内的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50可绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，多个可旋转元件可以共同限定内转子/定子51。虽然被示为转子，但设想内转子/定子51可以是定子。
[0025]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56、58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，并且可以相对于纵向轴线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转压缩机叶片56、58的上游并本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于超过500F的高温流体通过的航空航天管道的热绝缘系统，其特征在于，所述热绝缘系统包括：第一箔层，所述第一箔层面对所述航空航天管道；绝缘层，所述绝缘层面对所述第一箔层；第二箔层，所述第二箔层面对所述绝缘层；以及至少一个红外涂层，所述至少一个红外涂层施加到所述第一箔层、所述绝缘层或所述第二箔层中的任何一个；其中所述第一箔层、所述绝缘层、所述第二箔层和所述至少一个红外涂层限定厚度小于或等于0.6英寸(大约15.2毫米)的复合物。2.根据权利要求1所述的热绝缘系统，其特征在于，其中，所述绝缘层包括陶瓷材料或纤维、硅酸盐、玻璃纤维、氧、铝、硅、钛、锆、钇、铁、铬、碳、氮、硫、镍、铜、硒、铌、钼或不锈钢中的一种或多种。3.根据权利要求1所述的热绝缘系统，其特征在于，其中，所述至少一个红外涂层包括二氧化硅、氧化铝、二氧化钛、硅、铝、钛、钽、锆、钇、铌、钨、钼、铁、氧、锗、锌、硫化物、硫、硒化物、钙、氟、硼、镓、砷化物、镉、碲化物、铯、溴化物、碘化物、硫属化物玻璃、锂、镁、氟化物、镍或铜中的一种或多种。4.根据权利要求1所述的热绝缘系统，其特征在于，其中，所述热绝缘系统经受小于标准大气压的环境气压。5.根据权利要求1所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：卡迪克，
申请(专利权)人：和谐工业有限责任公司，
类型：发明
国别省市：