[发明专利]用于通过主动冷却的回放减轻的方法和系统

说明书

提供了一种减轻包括发动机核心隔室的燃气涡轮发动机中的回放的方法，以及一种主动发动机核心隔室冷却系统。主动发动机核心隔室冷却系统包括延伸穿过核心发动机罩的孔，该核心发动机罩形成发动机核心隔室的径向外壁。主动发动机核心隔室冷却系统还包括冷却风扇，冷却风扇安装在发动机核心隔室内且包括冷却风扇入口和冷却风扇出口。冷却风扇入口与孔流连通地联接。冷却风扇出口与发动机核心隔室流连通地联接。主动发动机核心隔室冷却系统还包括冷却风扇控制器，该冷却风扇控制器构造成控制冷却风扇的旋转速度和控制与冷却风扇串流连通地联接的至少一个流控制阀的位置中的至少一者。

背景技术

本公开的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及用于在发动机停机之后主动冷却燃气涡轮发动机隔室和/或构件的方法和系统。

燃气涡轮发动机通常包括作为发动机架构的一部分的罩下空间或发动机核心隔室。随着燃气涡轮发动机效率的提高，例如，以提供更高的飞行器速度或更高的比燃料消耗（SFC），风扇和压缩机的压力比和内部温度预计会显著上升，导致用于发动机核心隔室和构件的更高温度。发动机核心隔室构件包括电子设备和其它线路可替换单元（LRU）。已知的燃气涡轮发动机中的这种电子构件，包括全权数字发动机（或电子设备）控制器（FADEC），对于在燃气涡轮发动机操作期间和在发动机停机之后的回放期间增加发动机核心隔室温度可能特别敏感。尽管电子设备不位于发动机的最热部分中，例如直接暴露于燃烧产物的那些部分，但是来自操作的燃气涡轮的各个热部分的热量可以被传导到电子设备的位置，从而导致电子设备的温度上升。

除了在操作期间经历升高的温度之外，在发动机停机之后的时段期间，电子器件可能暴露于甚至更高的温度。在此时段期间，发动机的热部分在它们冷却时继续辐射且将热量传导到周围的发动机质量中，但是没有气流穿过发动机以帮助将热量从发动机的其余部分带走。结果，当最热的发动机部分冷却时，一些电子设备的温度实际上可能升高。在该时段期间，电子设备的温度可超过500°F，通常被称为“回放”。

这样的温度可对电气和电子构件产生不期望的影响。例如，构成电子设备的构件可损坏。虽然电子构件的突然灾难性故障可能不总是发生，但由于升高的温度和热循环而逐渐损坏会降低这种电子构件的可使用寿命。

已知的具有辐射屏蔽的系统将重量增加至燃气涡轮发动机，因此增加了比燃料消耗（SFC）。在这些构件放置在发动机中的远程位置情况下，连接电缆长度的增加也会增加发动机重量和SFC，同时还使维护活动复杂化。此外，在这种已知的燃气涡轮发动机中，在回放期间，这样的问题是复杂的，其中没有冷却流并且在维修这些已知的燃气涡轮发动机之前必须等待它们操作延长的时间。用于冷却发动机核心隔室构件的一些已知系统和方法也增加了至少一些已知燃气涡轮发动机的操作成本。

例如，在至少一些已知的燃气涡轮发动机中维修电子设备需要发动机在飞行后保持在地面空转（GI）达至少3分钟。在这种已知的燃气涡轮发动机中，冷却电子发动机核心隔室构件的策略包括改变结构材料，以及通过在电子设备周围放置热辐射屏蔽且通过将构件移动到远程位置来修改发动机架构。

热回放环境也对许多罩下构件的寿命有害。即使发动机构件有资格经受得住这样的环境，但是高温会使其内部密封件退化，导致额外的空气和/或燃料/油泄漏，导致发动机性能退化，并且当需要替换构件时潜在地需要飞行线路中断。

热回放环境可导致燃料构件和线路中的燃料焦化，以及燃料喷嘴将使发动机操作退化，且最终在需要替换构件时将导致飞行线路中断。

回放环境导致发动机定子和转子的不均匀冷却。罩下件大致作为烤箱，从隔室的底部到顶部具有大的温度梯度，导致压缩机壳体的不均匀冷却。结果，压缩机间隙不均匀，这可能导致在随后的发动机起动期间的压缩机摩擦（最好的情况），以及锁定转子（最差的情况）。压缩机摩擦导致发动机性能永久性退化，从而导致燃料消耗增加，这对于航线操作来说是昂贵的。在地面发动机起动之前，通过大量干式发动机回转在一些发动机上减轻了这种情况，这是航线操作的负担。

发明内容