本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴,所述燃料喷嘴限定径向方向、纵向方向、周向方向、上游端以及下游端。所述燃料喷嘴包括联接到至少一个燃料喷射器的后置主体。所述后置主体限定各自在所述径向方向上延伸的前壁和后壁,以及在所述纵向方向上延伸的多个侧壁。所述多个侧壁联接所述前壁与所述后壁。至少一个侧壁限定冲击流体出口,且所述后置主体限定与所述冲击流体出口流体连通的冲击流体腔。
一种用于飞行器(10)的推进系统(100),其包括构造成安装在飞行器(10)的后端部处的电推进发动机。电推进发动机包括电动机(334)和能够绕着中心轴线旋转的风扇(304),风扇(304)由电动机(334)驱动。电推进系统(100)附加地包括冷却系统(400),其能够在电推进系统(100)安装于飞行器(10)时利用飞行器(10)的后端部之上的气流操作。冷却系统(400)构造成在电推进发动机的操作期间冷却电动机(334)。
本申请涉及用于使用热管来热集成油储存器和出口导叶的系统和方法。其中,一种用于具有核心发动机和环形风扇壳的燃气涡轮发动机的流体冷却系统。该流体冷却系统包括定位在燃气涡轮发动机内且构造成容纳流体的流体储存器。该系统还包括定位在燃气涡轮发动机内且具有低于流体的温度的冷却散热器。该系统还包括热管,其包括第一端、第二端和在其间延伸的管道,第二端热联接到冷却散热器上,且第一端热联接至流体,其中热管便于热量从流体传递至冷却散热器。
本发明公开一种燃气涡轮发动机可变放泄装置(48),其包括：轴向相邻的环形增压器放泄后和前增压室(45、60)和在其间从过渡管道(29)大体径向向外延伸的环形公共壁(65),布置在所述过渡管道(29)中的放泄入口(47)中的包括可变放泄阀门(50)的可变放泄阀(49),所述可变放泄阀门(50)是围绕旋转轴线(160)可枢转或可旋转的可旋转阀体(51)的一部分或附连到所述可旋转阀体(51),所述可变放泄阀门(50)可操作以打开和关闭通向所述后增压室(45)的所述放泄入口(47),所述后增压室(45)位于并且从所述过渡管道(29)和所述放泄入口(47)径向向外延伸。
本发明提供了一种用于燃气涡轮发动机的燃烧部分或涡轮机部分中的至少一个的部件。所述燃气涡轮发动机的所述燃烧部分和所述涡轮机部分至少部分限定核心空气流动路径,所述部件包括壁。所述壁进而包括热侧和相对的冷侧。当所述部件安装在所述燃气涡轮发动机中时,所述热侧曝露于并至少部分限定所述核心空气流动路径。所述壁制造为包括在所述壁的所述冷侧上的表面轮廓,以便在结构上容纳所述壁的热管理特征。
本发明涉及热管理物品及用于形成热管理物品的方法。公开了热管理物品,其包括基底和安置于基底上的第一涂层。第一涂层包括第一涂层表面和安置于基底与第一涂层表面之间的至少一个通路。至少一个通路限定至少一个流体途径。公开了用于形成热管理物品的方法,其包括将至少一个通路附接至基底。至少一个通路包括具有壁厚的通路壁部,并且,限定至少一个流体途径。第一涂层涂敷至基底和通路壁,形成第一涂层表面。至少一个通路安置于基底与第一涂层表面之间。
本发明涉及控制燃气涡轮发动机来解决空气流畸变。具体而言,提供一种用于响应于燃气涡轮发动机(10)的空气流通路(64)中的空气流畸变来控制飞行器上的燃气涡轮发动机(10)的方法(900)。在一个实施例中,该方法(900)可包括(在904处)通过位于飞行器上的一个或更多个控制装置(500)来确定与燃气涡轮发动机相关联的畸变情况(606)。该方法(900)还可包括(在906处)通过一个或更多个控制装置(500)至少部分地基于畸变情况(606)来确定对于燃气涡轮发动机的失速裕度(604)。该方法(900)还可包括(在908处)通过一个或更多个控制装置(500)至少部分地基于失速裕度(604)来确定发动机控制参数。该方法(900)还可包括(在910处)通过一个或更多个控制装置至少部分地基于发动机控制参数来控制燃气涡轮发动机的构件。
本公开的发明名称是“用于超声探测器的坞站”。提出了一种用于对超声探测器进行电充电和对其热状况进行管理的坞站。所述坞站包括第一充电单元,所述第一充电单元磁耦合到所述超声探测器的感应单元且配置成对所述超声探测器中的至少一个电池进行充电。进一步地,所述坞站包括第一冷却单元,所述第一冷却单元热耦合到所述超声探测器的热单元且配置成消散来自所述超声探测器的热。
本发明涉及具有膜孔的CMC制品的热管理。具体地,发动机构件提供为用于生成热燃烧气体流的燃气涡轮发动机(10)。发动机构件可包括基底(82),该基底由CMC材料构成并且具有面向热燃烧气体流的热表面(84)和面向冷却流体流的冷却表面(86)。基底(82)通常限定膜孔(90),该膜孔延伸穿过基底(82)并且具有提供在冷却表面(86)上的入口(92)、提供在热表面(84)上的出口(94),以及连接入口(92)和出口(94)的通道(96)。发动机构件还可包括在热表面(84)的至少一部分上以及在限定于通道(96)内的内表面的至少一部分上的涂层。
一种燃气涡轮发动机冷却系统(400,500,600)包括燃气涡轮发动机(100)。燃气涡轮发动机包括核心发动机(102)、冷却散热器(602,202,316,302,702)、核心罩下空间(131)和核心罩(130),核心罩(130)至少部分地包围核心发动机且限定核心罩下空间的径向外壁。燃气涡轮发动机冷却系统包括定位在核心罩下空间中的罩下构件(402)。燃气涡轮发动机冷却系统还包括包含第一端(416)、第二端(418)和在它们之间延伸的管道(420)的热管(414)。第一端热联接至罩下构件,且第二端热联接至冷却散热器。热管有助于将一定量的热量从罩下构件传递至冷却散热器。
一种用于管理飞机或燃气涡轮发动机中的至少一者的热量转移的系统包括利用油以用于热量转移的第一发动机系统(202)。第一系统的油具有至少大约500℉的温度极限。该系统还包括燃料系统(206),该燃料系统(206)具有用于使燃料系统(206)中的燃料脱氧的脱氧单元(212)、以及位于脱氧单元(212)下游的燃料 油热交换器。燃料 油热交换器与第一发动机系统(202)中的油和燃料系统(206)中的燃料热连通,以用于将热量从第一发动机系统(202)中的油转移至燃料系统(206)中的燃料。
本发明涉及热管理系统。用于燃气涡轮发动机和 或飞机的热管理系统提供为包括热输送总线(102),该热输送总线(102)具有流动穿过其的热交换流体。热管理系统还包括一个或更多个热源交换器和除冰模块。该一个或更多个热源交换器(106)和该除冰模块各自与热输送总线(102)中的热交换流体热连通。该一个或更多个热源交换器(106)构造成将热量从一个或更多个附属系统转移到热交换流体,且除冰模块位于该一个或更多个热源交换器(106)的下游,以用于将热量从热转移流体转移至燃气涡轮发动机和 或飞机的一个或更多个构件的表面。
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