[发明专利]安装在航空器涡轮发动机中的包括密封装置的用于供应加压空气的系统

说明书

技术领域

本发明涉及航空器涡轮发动机的领域，更具体地，涉及用于供应为这种涡轮发动机提供的加压空气的系统的整体领域，该系统尤其是用于将从涡轮发动机压气机采集的加压空气供应到航空器燃料箱的系统。

本发明可被应用于任何类型的航空器涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机。更优选地，本发明可被应用于双转子涡轮风扇发动机。

更准确地，本发明涉及一种安装在航空器涡轮发动机中的用于供应加压空气的系统，和一种装配这种用于供应加压空气的系统的方法。

背景技术

在航空器涡轮发动机的整体领域中，已知采集热加压空气(通常在使用前进行冷却)来用于各种任务，例如用于实施对机翼除冰的操作，或者还出于空气调节的目的，例如在爬升阶段期间对航空器机舱进行空气调节，或者甚至还用于将加压空气供应到航空器燃料箱。

特别地，航空器燃料箱必须被供应加压空气，以降低该燃料箱中的燃料分压力。在实践中，燃料通常是煤油。通过减少燃料蒸气在箱中和接近箱处的出现，能够降低燃料自燃的风险。

为此，已知从例如为低压压气机或高压压气机的航空器涡轮发动机压气机采集热加压空气。所采集的空气的高温起因于被实施采集的压气机级中的空气的高压。

图1以轴向半横截面视图的形式示意性地示出了示例性的涡轮风扇喷气发动机10，该涡轮风扇喷气发动机围绕旋转轴线T旋转，提供了从该涡轮风扇喷气发动机上的压气机级的热加压空气采集，以将热加压空气供应到燃料箱。

沿气体在涡轮喷气发动机10内部的流动方向F从下游到上游，涡轮喷气发动机10包括：风扇11、压气机12、燃烧室13和涡轮14，该涡轮喷气发动机10用于通过合适的装置被附接在航空器机翼下，或者附接在航空器的机身后部部段上。

风扇11包括多个风扇叶片11a，该多个风扇叶片在其径向内端部处被附接在涡轮喷气发动机10的风扇盘11b的周缘上，该风扇盘自身被附接到涡轮喷气发动机10的轴(未示出)的上游端部。风扇叶片11a被风扇壳体在外部包围，该风扇壳体被安装在发动机舱15的上游端部处，该发动机舱大致是圆筒形的并且围绕涡轮喷气发动机10的压气机12、燃烧室13和涡轮14向下游延伸。

该发动机舱15使得空气流16能够进入待导通的涡轮喷气发动机10。该空气流的形成主流或初级空气的部分16a穿过压气机12，之后与燃料混合并且在燃烧室13中进行燃烧，之后被注入涡轮14中，以对涡轮14的转子叶片提供动力并且使压气机12的和风扇11的轴旋转。

进入涡轮喷气发动机10的空气流16的形成旁路流或次级空气的另一部分16b围绕涡轮喷气发动机10的在中间壳体17内部的主体流动，并且之后该部分围绕出口风扇管18(outlet fan duct，OFD)流动，以提供添加到由从涡轮14喷出的燃烧气体提供的推力中的额外的推力，出口风扇管被发动机舱15的罩包围。例如可使用来自于旁路流的冷空气来冷却热的油或热的空气回路，通常使用换热器来进行冷却。

中间壳体17包括两个内同轴圆筒形接管和外同轴圆筒形接管18和19，这两个接管通过径向臂或叶栅20连接到彼此。

此外，出口风扇管18包括大致圆筒形的内壁22，该内壁通过至少一个管状的径向臂23连接到同轴的内壳体21，该管状的径向臂也被称为“辅助臂”，诸如流体流动导管和电缆的辅助部件在该辅助臂内部穿过。出口风扇管18在其上游端部处被附接在中间壳体17的外接管19的下游端部上，并且该出口风扇管在其下游端部处被附接在发动机舱的喷嘴(未示出)的上游端部上。

此外，图1还示出了风扇区域或隔室ZF，该风扇区域或隔室被包括在发动机舱15的罩与元件17和18之间，该元件在外部界定了旁路流的流。由内壳体21形成的隔室被称为核心区域ZC，并且该核心区域通过辅助臂23连接到风扇区域ZF。

在申请人所开发的实施方案中，为了确保对配装有涡轮喷气发动机10的飞机的燃料箱的加压，设置了热加压空气采集回路，该回路由图1中的带有箭头的路径P来示意表示，来自压气机12的级12a。特别地，为了确保燃料箱中必要的压力，在压气机12的级12a处提供了热加压空气采集，为达成该采集使得有必要制造采集管32(在图2A和图2B中示出)，该采集管穿过高压空间33(大致可被视为加压室)，该采集管还可被用于涡轮喷气发动机10上的空气采集的其它目的。高压空间33中的压力为压气机12的位于级12a的下游的级12b的压力，热空气采集在12a处进行。