CN101730791A - 用于飞行器的涡轮喷气发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的涡轮喷气发动机，包括安装在发动机舱中的引擎和至少一个热交换器(13)，所述热交换器用于冷却在涡轮喷气发动机的推进系统中提取的热流体，之后将部分冷却的所述热流体回注入所述推进系统。所述热交换器(13)是在所述涡轮喷气发动机的下部、在所述涡轮喷气发动机的下分岔(16)处、与所述下分岔的外侧壁平行延伸的径向表面热交换器。

Description

用于飞行器的涡轮喷气发动机

本发明涉及一种用于飞行器的涡轮喷气发动机。更确切地说，本发明涉及一种安装在涡轮喷气发动机中的也被称作表面交换器的热交换器。根据本发明的热交换器用于冷却涡轮喷气发动机的推进系统的热流体(比如机油等)，以能够将至少部分冷却了的所述热流体回注入上述推进系统。本发明还涉及包括至少一个这种涡轮喷气发动机的飞行器。

一般而言，只要需要冷却在涡轮喷气发动机中或者在其周围循环的流体，就可应用根据本发明的热交换器。

在民用航空领域，已知使用了附属热交换器来冷却在涡轮喷气发动机的引擎中循环的机油。将热机油引入热交换器中，以便在将其回注入推进系统之前先在热交换器中将其冷却。

在现有技术中，对热交换器通常存在两种可能的放置位置，即在引擎机身中或者在发动机舱中。

然而，在热交换器被安装在发动机舱内，排气口朝外的情况下，由于对空气的提取不会或很少有助于引擎的推力，这种提取就导致了推进效率的直接损失。在热交换器被安装在引擎机身中的情况下，热交换器的矩阵会由于其内部构造而导致较大的气流压力损失，并会多少有些明显地干扰引擎的下游空气动力气流。

另一已知的方案是使用板式交换器，该板式交换器局部地贴合在与其连结的发动机舱的内壁上。热交换器的上表面与发动机舱的内壁连结，而其下表面则处在穿过发动机舱内部空间的冷空气流中。在热交换器中运送的热量就通过热传导转移至构成所述热交换器的下表面的板的内表面。在发动机舱中流动的冷空气流拂过热的板。于是积蓄在热的板中的热量就通过强制对流而消散到涡轮喷气发动机的空气动力气流中。

上述现有技术热交换器的第二种实施方式的一个缺点在于其会减小降低涡轮喷气发动机产生的噪声危害的现有系统的可用面积。事实上，为了降低这种噪声危害，已知可将发动机舱内壁至少部分地覆上声学防护层。更通常地，只要发动机舱和发动机罩的内壁和外壁中的两个是相对的，就将此声学防护层覆在发动机舱和发动机罩的内壁和外壁上。这种声学防护层的存在与将板式热交换器连结到发动机舱内壁是不兼容的。为了使用上述板式热交换器，就必须局部去除声学防护层，鉴于与噪声危害相关的尺寸确定标准，这显得较为困难。

在本发明中，寻求提供一种适于冷却来自引擎的推进系统的流体(比如机油或其它载热流体等)的热交换器，该热交换器可容易地安装在涡轮喷气发动机中，并适应现有规范和制约(尤其是与声音相关的)。还寻求提供一种热交换器，其具有与现有技术热交换器的效率相比提高了的效率，即具有更强的冷却能力。

为此，在本发明中，提出在涡轮喷气发动机的下分岔处布置一个或多个热交换器。下分岔通常在涡轮喷气发动机的下部、在引擎外壁和发动机舱内壁之间延伸。所谓涡轮喷气发动机的下部，是指当飞行器的涡轮喷气发动机被安装在机翼下表面上时朝向地面的那部分。下分岔被布置在风扇和风扇整流栅的叶片的下游。由于与发动机舱的内壁或者发动机罩的外壁并不直接相对，下分岔通常并不会被加以声学处理。因此，根据本发明，在下分岔处集成一个或多个表面热交换器，以将废热消散到引擎的内部气流中，同时限制所产生的空气动力阻力，且不影响对发动机舱的声学处理。下分岔通常会一直延伸到发动机舱的颈口，并因此相对地体积较大，以便可在其内部空间中设置必须从引擎一直通到发动机舱内包含的设备或者从发动机舱内包含的设备一直通到引擎的部件，比如管路、电缆、附件箱的传动轴等。在一些涡轮喷气发动机中，在引擎本身中集合了部分设备，这样的涡轮喷气发动机就去除了部分管路和线路。因此，下分岔的内部空间和它的总体积可被缩小。在下分岔被缩小的情况下，优选地，根据本发明的一个或多个热交换器可被布置在所述下分岔的延长部分中。或者，这些热交换器可在分岔的两侧、与所述分岔平行地延伸。在一些情况下，可以将热交换器的外壁与分岔的外壁连结以减小整体体积。但是，在这种情况下，所考虑的每个热交换器只有一个热交换表面。

因此本发明的目的是一种用于飞行器的涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括安装在发动机舱中的引擎和至少一个热交换器，所述热交换器用于冷却在涡轮喷气发动机的推进系统中提取的热流体，之后将部分冷却的所述热流体回注入所述推进系统，所述涡轮喷气发动机的特征在于至少一个热交换器是在涡轮喷气发动机的下部、在涡轮喷气发动机的下分岔处延伸的径向热交换器。

所谓径向，是指与涡轮喷气发动机的纵轴垂直。换言之，根据本发明的热交换器从引擎一直延伸到发动机舱内壁，且部分地横贯了所述发动机舱的内部空间。

根据本发明的涡轮喷气发动机的实施例，可设定至少一个径向热交换器沿着下分岔的侧壁延伸。

径向热交换器与分岔的侧面或者侧壁平行地延伸，但并不必然与所述侧壁连结。

在径向热交换器被连结的情况下，这种径向热交换器的存在可减小所产生的空气动力干扰。例如，径向热交换器的外壁和与下分岔的外壁相连。所谓外壁，是指朝向发动机舱内部空间和安装有热交换器的空气通道的壁。而所谓内部，则是指朝向下分岔。

相反地，在径向热交换器被布置得离分岔有一段距离的情况下，加大了交换的表面积，从而提高了所述径向热交换器的冷却性能。优选地，径向热交换器因而在下分岔的下游、在其流线型延长部分中延伸。

在根据本发明的涡轮喷气发动机的一具体实施例中，可设定至少一个径向热交换器与引擎相连。

由于上述热交换器与涡轮喷气发动机相连且位于其附近，从而简化了对设备的维护操作。例如可避免不得不断开热交换器和发动机间的流体连接，就如在没有将热交换器直接固定在发动机上时在推进组件上可能出现的情况。

通过阅读后面的说明书和查对其附图将更好地理解本发明。这些示出的附图仅供参考，绝非限定本发明。附图所示如下：

-图1：装配有根据本发明的至少一个径向热交换器的涡轮喷气发动机的纵剖面示意图；

-图2：根据本发明的热交换器的第一实施例的B-B剖面示意图；

-图3：根据本发明的热交换器的第二实施例的B-B剖面示意图；

-图4：根据本发明的热交换器的第三实施例的B-B剖面示意图。

图1示出了沿涡轮喷气发动机1的纵轴A剖开的所述涡轮喷气发动机1的纵剖面。

涡轮喷气发动机1通常包括发动机舱2，在发动机舱2中安装有引擎3。引擎3通过风扇整流栅的叶片5(不限于此)固定在发动机舱2的内壁4上。涡轮喷气发动机1具有下分岔6，下分岔6可在长度上从叶片5一直延伸到发动机舱2的后端7。所谓长度，是指与轴A平行的尺寸。所谓前和后，是相对于装配有涡轮喷气发动机1的飞行器正常工作时前进的方向而言。下分岔6在高度上从引擎3的外壁12一直延伸到发动机舱2的内壁4。所谓高度，是指从纵轴A径向延伸的尺寸。

根据本发明的一个或多个热交换器位于上述下分岔6的周围，即沿分岔6的侧壁、在分岔6的下游等。

在图2、图3和图4中示出了根据本发明的热交换器的非限制性的三个实施例。

图2的下分岔6在长度上从叶片5的后面一直延伸到发动机舱2的后端7。因此图2的下分岔6具有最大体积。根据本发明的两个垂直热交换器8被放置在下分岔6的两侧。所述垂直交换器8与下分岔6平行地从引擎3的外壁12一直延伸至发动机舱2的内壁4。优选地，这些热交换器8在其上端部连接到引擎外壁。

为了避免增大空气通道中的设备的体积，每个径向热交换器8有内侧壁9与下分岔6的外侧壁10相连结。更确切地说，下分岔6凹进，以使得下分岔6和热交换器8的组件的总体外轮廓与不含热交换器的现有技术下分岔6的总体外轮廓一致。通过空气通道的冷空气流f只拂过垂直热交换器8的外壁11，下分岔6和垂直热交换器8在上述空气通道中延伸。

当然，热交换器8还可相对于下分岔6的外壁10稍微偏移。因此，通过空气通道的部分空气可从热交换器8的内壁9和下分岔6的外壁10之间通过。于是热交换器8就有了两个热交换表面9和11。

在图3和图4中，下分岔16被缩小，使得其具有比图2中更小的体积。事实上，缩小了的下分岔16在长度上不会一直延伸到发动机舱的后端。

在缩小的分岔的一具体实施例中，可设定调节系统，比如蝶形阀或可变形进气口等，以便控制通过下分岔16的空气流量。

图3的缩小的下分岔16的两侧布置有两个侧面垂直热交换器13，这两个侧面垂直热交换器13被放置在下分岔16下游的两侧。为了避免干扰空气通道中的空气流f的流动，侧面垂直热交换器13遵循下分岔16的流线型外形。每个侧面热交换器13都具有两个热交换表面，分别位于内壁14和外壁15处。

在图4所示的实例中，除两个侧面垂直热交换器13之外，涡轮喷气发动机1还装配有在缩小的分岔16的后部延长部分中延伸的中央径向热交换器18。更确切地说，在分岔16的后端17上延接中央热交换器18.

图4的三个热交换器13和18都具有两个热交换表面。风扇驱动的次级气流(外涵气流)f的下部穿过整流栅5平面，绕过缩小的分岔16并与每个热交换器13和18的内外面相切。通过热交换器13和18的热的壁与新鲜空气的气流f之间的强制对流就进行了热能的转移。

一般而言，根据本发明的垂直热交换器8、13和18优选地具有成型的通用形状，包括：前缘19，两个侧壁9、11、14和15，以及后缘20。在中央径向热交换器18的情况下，其前缘对应于分岔16的前缘21。

当然，为了或多或少地增加交换面积以及为了或多或少地限制体积和对涡轮喷气发动机1的内部气流的空气动力影响，也可考虑热交换器8、13和18的其它类型的放置位置。

当然，垂直热交换器8、13和18可包括平滑的或者装配有能够提高效率的突出物(比如散热片、扰动物、糙面等)的交换表面。

同样地，还可考虑在下分岔6和16的下游集成垂直热交换器8、13和18：在所述热交换器的外壁上装配非常平滑的表面，以将涡轮喷气发动机1的空气动力气流中的湍流限制在分岔6和16周围；且在所述热交换器的内壁之间装配散热片和突出物，以提高在热交换器8、13和18之间产生的空气动力气流中的交换效率。

由于根据本发明的热交换器为表面交换器且被布置在下分岔的延伸部位中，它们只产生程度有限的容易影响推进组件的性能的空气动力干扰。根据本发明的热交换器不包括容易对热交换器产生内部和外部的空气动力干扰的弯曲而复杂的管道。

此外，在根据本发明的热交换器被集成在传统上并不具备声学处理的区域上的情况下，根据本发明的热交换器并不会影响发动机舱侧壁的声学处理。因此，可在推进组件中使用所述热交换器而不降低声学处理水平。

此外，通过将引擎及其附件的废热回注入涡轮喷气发动机的空气动力气流，根据本发明的热交换器还有助于提高推进组件的效率。因此，该热能就不会由于被排至发动机舱外，或者由于被交换器矩阵中的压力损失耗散而被浪费。

同时，应注意到热交换器在下分岔处的放置位置倾向于简化其可达性和维护。

Claims (5)

1.一种用于飞行器的涡轮喷气发动机(1)，包括安装在发动机舱(2)中的引擎(3)和至少一个热交换器(8，13，18)，所述热交换器用于冷却在所述涡轮喷气发动机的推进系统中提取的热流体，之后将部分冷却的所述热流体回注入所述推进系统，其特征在于至少一个表面热交换器(8，13，18)是在所述涡轮喷气发动机的下部、在所述涡轮喷气发动机的下分岔(6，16)处延伸的径向热交换器，所述下分岔被布置在所述涡轮喷气发动机的风扇和风扇整流栅的叶片的下游，所述热交换器与所述下分岔的外侧壁(10)平行地延伸。

2.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其特征在于所述径向热交换器沿着所述下分岔的侧壁(10)延伸。

3.根据权利要求2所述的涡轮喷气发动机，其特征在于所述径向热交换器的内壁(9)与所述下分岔的外侧壁(10)相连。

4.根据权利要求1至3之一所述的涡轮喷气发动机，其特征在于所述径向热交换器在缩小的所述下分岔(16)的下游延伸。

5.根据权利要求1至4之一所述的涡轮喷气发动机，其特征在于所述径向热交换器与所述引擎相连。

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