[发明专利]具有多分接头引气阵列的发动机引气系统

说明书

本发明提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的发动机引气控制系统。所述发动机引气控制系统包括多分接头引气阵列，所述多分接头引气阵列包括发动机引气分接头，所述发动机引气分接头在所述燃气涡轮发动机的最高压力的压缩机区段前面联接到较低压力的压缩机区段的压缩机源。所述发动机引气分接头的最高级具有在最大飞机高度下在空转发动机功率下低于所述飞机的燃料‑空气混合物的自燃点的最大引气温度和适于在所述最大飞机高度下对所述飞机加压的压力。所述发动机引气控制系统还包括多个阀，所述多个阀可操作而从所述发动机引气分接头中的每一个抽取引出空气。控制器可操作而基于引出空气需求而选择性地打开和关闭所述阀中的每一个并且控制所述引出空气到飞机使用的递送。

技术领域

本公开涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地讲，涉及具有多分接头引气阵列的发动机引气系统。

背景技术

燃气涡轮发动机在众多应用中加以使用，其中一个应用用于为飞机提供推力。压缩空气通常在燃烧器附近的高压位置处加以分流而用于辅助用途，如飞机的环境控制。然而，该高压空气通常比能够被管道系统安全地支撑并且递送到飞机的空气更热。因此，预冷器或换热器用于冷却高温发动机引出空气并且通常位于发动机附近，使得过热的空气为安全起见而不会被通过管道而输送通过飞机机翼。使来自发动机的超过所需压力的较高压力和较高温度的空气转向降低了发动机效率。此外，用于冷却发动机引出空气的换热器加大了整体飞机重量，这还降低了飞机的燃料燃烧效率。

发明内容

根据一个实施方案，提供了一种用于飞机的燃气涡轮发动机的发动机引气控制系统。所述发动机引气控制系统包括多分接头引气阵列，所述多分接头引气阵列包括多个发动机引气分接头，所述多个发动机引气分接头在所述燃气涡轮发动机的最高压力的压缩机区段前面联接到较低压力的压缩机区段的压缩机源。所述发动机引气分接头的最高级具有在最大飞机高度下在空转发动机功率下低于飞机的燃料-空气混合物的自燃点的最大引气温度和适于在所述最大飞机高度下对所述飞机加压的压力。所述发动机引气控制系统还包括多个阀，所述多个阀可操作而从所述发动机引气分接头中的每一个抽取引出空气。所述发动机引气控制系统进一步包括控制器，所述控制器可操作而基于引出空气需求而选择性地打开和关闭所述阀中的每一个并且控制所述引出空气到飞机使用的递送。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括飞机使用为飞机的环境控制系统的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括气动引气装置，所述气动引气装置用于对所述燃气涡轮发动机的至少一个舱室入口进行防冰，其中所述气动引气装置处于与所述发动机引气分接头不同的发动机级。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括飞机的机翼防冰系统由发动机发电机供电的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述控制器可操作而控制所述压力增强的引出空气的一部分递送到所述飞机的机翼防冰系统的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括：所述发动机引气分接头的最低级具有在最高发动机功率操作下低于所述飞机的所述燃料-空气混合物的所述自燃点的最大引气温度和适于对所述飞机加压的压力。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述最大引气温度为400华氏度(204摄氏度)的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述多分接头引气阵列和所述阀位于将所述燃气涡轮发动机的舱室联接到所述飞机的机翼的吊架下方的情况。

除了一个或多个上述特征以外，或作为任何以上实施方案的替代方案，其他实施方案可包括所述燃气涡轮发动机为齿轮传动式涡扇发动机，并且所述齿轮传动式涡扇发动机的低涡轮动力发电机为所述飞机的机翼防冰系统供电的情况。