CN101903244B - 用于冷却将从航空器排放的热气的装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于冷却将从航空器排放的热气的装置(2)。所述装置(2)具有用于将来自能连接到所述装置的热气源的热气引导到排放点的管道(6、8、10)，以及围绕所述管道并用于安装所述管道的框架(4)。所述管道由一个或更多个管段(6、8、10)形成，并具有一个或更多个连接到一个或更多个冷却空气源(16)以使热气和冷却空气混合的冷却空气进入点(20、24)。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于冷却将从航空器排放的热气的装置。
背景技术
将从航空器排放的热气例如来源于辅助动力装置(在下文中也称为“APU”)的操作，该辅助动力装置产生废气形式、温度高达730°的热气。在APU中产生的热气应该以尽量冷却的形式排放到环境中，以使由局部温度峰值引起的航空器的结构和/或外皮中的应力保持的尽量小。另外，特别是在军用航空器中，要求航空器的热信号尽量微弱，从而不能通过该热信号定位或识别航空器。
在民用航空器中，APU主要布置在尾椎中。然而，由于气动流情况，在尾椎区域中针对废气冷却不需要专门措施。然而，与这样的布置相反，在一些航空器构造中将APU靠侧部集成安装到机身中是有利的，例如安装到机翼机身整流装置下面。在这个安装位置，局部流动情况使在飞行中形成的APU的涡轮废气停留在航空器外皮上，航空器外皮因此被加热。
对于APU自身的冷却，已知的是利用所谓的喷射泵原理，因而无需油冷却器使用的风扇。采用这种技术方案，从尾椎流出APU的废气由于喷射泵效应而产生从外界环境吸入空气的负压。吸入的空气流过防火舱壁并从防火舱壁流过油冷却器，然后与废气混合并由废气系统排放。本技术方案的额外副作用在于不仅可冷却APU本身而且还可冷却其废气。然而，这种技术方案并没有实现非常有效率的热结构防护。另外，由于只能实现很小的冷却效果(尤其是在起动和关闭APU时)，APU的动力减小，并且APU不能最优地运行。
另一种防止结构表面被热废气加热的技术方案是在航空器的外部轮廓上 使用空气导流板。通过这些方案，排放的热气被引导到流体的边界层之外或者以结构表面只是加热到可容忍的程度的方式与环境空气混合。然而，在外部轮廓上的空气导流板的缺点在于增大航空器的阻力以及由此增大直接运行成本。
DE3127106A1公开一种红外线抑制器，其可用在直升机中冷却由该直升机的驱动发动机产生的热废气。该红外线抑制器包括通过两个法兰连接到发动机挡板的整流罩。废气管终止于带有废气开口的多个废气喷嘴，废气通过所述废气开口从废气管流到被冷却空气管道围绕的相应废气导管中。由于废气导管的横截面面积大于废气喷嘴的相关废气开口的横截面面积，当废气从废气开口流出时产生负压。该负压具有的效果在于，通过发动机挡板中的进口供应的冷却空气被吸入到废气导管中并在此与流过废气导管的废气混合。
WO03/037715A1涉及一种用于航空器的APU的被动冷却系统，其中，在连接到APU的废气管道中产生负压，从而通过进气口将环境空气吸入到油冷却器、围绕APU的空间以及废气管道中。
DE3129305A1描述一种用于航空器的红外线抑制的装置，该装置包括连接到燃气涡轮发动机的废气管道。废气管道(其气体出口端设计成花形混合器形式)通向能被供应二次空气的空气导流箱中。该二次空气被吸入到花形混合器附近并与来自废气管道的废气流混合。
US3921906、US3930627、US4018046和US4876851中的每一个公开用于航空器的红外线抑制系统，其中流过废气管道的热涡轮气体与冷却空气混合。
发明内容
因此，本发明的目的是减轻或消除一个或更多个所述缺点。特别地，本发明的目的在于提供一种用于冷却将从航空器排放的热气的装置，利用该装置，周围的外部结构可尽量小地受到热影响并且该装置不会阻碍APU的最佳运行。
这个目的通过具有权利要求1所述的特征的装置来实现。
根据本发明的用于冷却将从航空器排放的热气的装置包括：用于将来自能连接到所述装置的热气源的热气引导到出口位置的管道，并具有围绕所述管道并用于安装所述管道的框架，所述管道由一个更多个管段形成并具有一个或更多个能连接到一个或更多个冷却空气源以混合所述热气和冷却空气的冷却空气入口位置。
在管段的重叠管端之间形成有至少一个环形缝隙，当热气流过时通过负压将冷却空气吸入到所述环形缝隙中。环形缝隙的使用带来的副作用是，通过降低所述热气的流动速度减小所述热气的流出噪音。管端的重叠引起热气流过的管道的直径增加。这意味着在所述管道的出口位置处比在入口位置出现明显更大的流动横截面。结果，带有额外冷却空气的热气在出口位置处的流动速度明显降低，从而减小流动声音并由此减小噪音。环形缝隙的额外副作用是，为所述热气源的相对运动、结构变形、热应力和组装及制造公差提供补偿的可能性。面对出口位置的环形缝隙部分地关闭，从而由排放的冷却空气在出口侧上形成保护底流层。
根据本发明的装置与根据现有技术的已知装置相比具有多项优点。将被排放的热气通过与冷却空气混合而被冷却，因此，形成的热气不会过度加热航空器的周边结构或外皮。结果，与现有技术相比可发出更少的热信号。当根据本发明的装置用作APU废气系统时，由于废气系统内部的温度可通过来自冷却空气源的冷却空气而被降低并引起更小的热应力，因而实现更高的构件强度。
首先，通过冷却热气，可通过节省用于保护热气出口开口周围的结构表面的耐热材料(比如钢、钛或耐热塑料)减少重量和成本。另一方面，热气出口周围受热输入影响的区域保持的较小，以使热信号减弱，以及可防止对航空器的定位或使对航空器的定位更难。另外，由于航空器内部的航空器结构通过较凉的废气系统承受明显较小的热量，从而可以节省隔热材料和重量。
根据本发明的装置具有一些特别有利的改进。具体地说，通过使用来自 其他航空器系统的废气(例如APU油冷却器的废气)，用于来自航空器外皮的废气的分离出口的数量减少。另外，油冷却器废气流额外从总体上冷却废气系统的表面温度，并能使围绕废气系统的航空器结构的损伤更少。
附图说明
下面通过附图对本发明进行更加详细的说明。在附图中同一物体用相同的附图标记表示，其中：
图1显示根据本发明的所述装置的俯视图；
图2显示根据本发明的所述装置的侧向截面视图；以及
图3显示根据本发明的所述装置的另一种方案的侧向截面视图。
具体实施方式
为了更好的理解，下文将结合例如集成在空中客车A400M型军用运输机的实施例描述根据本发明的所述装置的多个实施例。根据本发明的装置不限于冷却APU废气，还能冷却来自其他系统的其他热气，例如来自燃料电池的热气。概括性的术语“热气”在下文的某些情况下使用。APU的涡轮废气被视为热气的一种特定形式。
图1示出一种废气系统2，其中，为了更好图示，在运行期间安装的壳体盖被移开。废气系统2包括由金属片槽状物形成的壳体4、加强构件、固定器及附件以及由三个连续的废气管6、8和10构成并从废气入口位置12延伸到壳体4中的废气管道。废气管6将APU的废气从废气入口位置12引导到废气系统2中，APU的废气在废气系统2中进入废气管8并从废气管8通过位于废气出口位置14处的废气管10最终进入环境。
另外，废气系统2包括空气连接部16，用于供应以另一航空器系统的排气形式或环境空气形式提供的冷却空气。作为例子，下文假定APU油冷却器的废气(同样地被排放到环境中)被引导到空气连接部16中。APU油冷却器的废气无论如何都要从APU的附近排放到航空器的环境，因而是合适的。
在图2中更详细的图示管段或单个的废气管6、8和10的位置。位于废气入口位置处12的废气管6通过机械分离装置18连接到壳体4并且在所述图的平面上朝向水平方向。在流动方向上紧随其后的废气管8相对废气管6居中并以重叠的方式定位，其端部面向废气管6。环形缝隙20产生在废气管6和废气管8之间的重叠区域中。废气管6因机械分离装置18在径向和轴向的可移动安装允许补偿废气管6和壳体4之间的相对运动，然而，环形缝隙20的横截面形状因此会改变。废气管8通过螺钉紧固到壳体4中。另外，废气管10焊接到壳体盖22，这种方法除了支撑作用外还增强壳体盖22。当安装壳体盖22时，废气管10被推到废气管8上方，形成另一重叠并因此形成另一环形缝隙24。
废气与冷却空气的混合可选择地通过一个或借助两个环形缝隙20和24实现。为此，环形缝隙20和24可选择性地在几何上被设计成通过由流出的废气引起的喷射泵效应在这些位置产生负压。这样，位于壳体中的冷却空气被吸入到环形缝隙20和24，冷却空气在此处与废气混合。
位于壳体中的冷却空气优选地通过集成安装在壳体盖22中的通风导流板26从外界抽吸/吸入到壳体4中或从其他航空器系统通过空气连接部16吹入。除了主要任务，通风导流板26还能够限制壳体4内部突然的涡流感应压力上升。这种压力上升由航空器的外皮上的涡流产生，在飞行过程中，所述涡流作为压力波沿外皮移动并移动到废气出口14上方。这些压力波由从外皮向外延伸的构件引起，例如APU的天线或进气口。
喷射泵效应不仅可以通过环形缝隙20和24实现，还可以通过例如焊接到废气管8上并且可将冷却空气直接吸入到废气流中的管根(pipe stub)(未在图中示出)来实现。为此，管根必须以快速流动的废气在管根中引起负压的方式紧固到废气管8。负压然后通过插入到废气管8或管根中的导流板额外地增加。
减小围绕废气出口的区域所承受的热的另一种方法是将废气管10延伸超过航空器的外部轮廓28。结果，生成的热气将被引导到航空器的外皮上的 流动边界层之外，或以显著减小外皮加热的方式与环境空气混合。废气管10通过流过的外部空气被显著的冷却，因而在废气管10和废气管8之间将产生热应力。由于使用环形缝隙24使冷却空气引起废气喷射，废气管8和10之间产生热分离，因而由于热应力引起的损坏可以明显地减少。此外，由于同样提供的机械分离，产生并依赖于废气管10在航空器的外皮28上方的高度的风力载荷不会传递到废气管8中。鉴于废气管8比废气管10承受更重的热方面的压力并因而具有低的强度，这将是有利的。最后，废气管10延伸超过航空器外皮28防止水和除冰液体进入废气系统。
另外，上述技术特征可根据需要互相结合，从而实现单独的最佳技术方案。从而，例如喷射泵效应通过将冷却空气主动吹入到壳体的风扇而被加强。另外，冷却空气通过管根直接供应到废气管8。此外，冷却空气的供应可通过环形缝隙20和/或环形缝隙24进一步额外地进行。
最后，额外有利的是，通过板部分地关闭废气管10处的环形缝隙24，从而特别地排放冷却空气以形成位于航空器外皮和热气之间的保护底流层。部分地遮盖环形缝隙24也会导致冷却空气流的加速，这在飞行中加强底流的形成。
通过实现由外管30和内管32构成的管道，如图3所示，可形成实际对应于在一大部分管道长度上延伸的环形缝隙的空间34。内管32优选比外管30短，并且根据空气动力学设计，从而使冷却空气和热气在出口14处混合。在该变型中，被热气直接加热的内管具有绕其流动的冷却空气，从而可节省大量的隔热材料。
根据本发明的装置能够极为有效地冷却将从航空器排放的热气，以尽量少地加热出口区域中的航空器外皮或结构，从而仅产生低的热信号以及较小的热感应结构负载。所示的各个技术方案(例如环形缝隙20和24、使用来自APU油冷却器的废气、外管30和内管34的结合等)应被理解为只是用于解释根据本发明的技术特征的实施例，而不限制保护范围。
Claims (14)
1.用于冷却将从航空器排放的热气的装置(2)，具有用于将来自能连接到所述装置(2)的热气源的热气引导到形成在航空器外皮(28)中的出口位置(14)的管道，并具有围绕所述管道并用于安装所述管道的框架(4)，所述管道由在相互面对的端部重叠的管段(6，8，10)形成并具有一个或更多个能连接到一个或更多个冷却空气源以混合所述热气和冷却空气的冷却空气入口位置(20，24)，并且，环形缝隙(20，24)形式的空间在相互面对的管端之间形成在具有重叠管段(6，8，10)的所述管道的区域中，其中，所述管道由入口管段(6)、出口管段(10)和中间管段(8)形成，所述中间管段(8)与所述入口管段(6)重叠，所述出口管段(10)与所述中间管段(8)重叠，
其特征在于，所述管道的出口管段从所述航空器外皮向外延伸，使得生成的热气被引导到所述航空器外皮上的流动边界层之外或以减小所述航空器外皮加热的方式与环境空气混合，其中，在每个重叠区域中形成相应的环形缝隙(20，24)，所述环形缝隙朝所述入口管段(6)打开，并且其中，所述出口管段(10)与所述中间管段(8)之间的环形缝隙位于所述航空器外皮处并被配置为使得所述出口管段(10)与所述中间管段(8)机械分离。
2.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，所述环形缝隙的每一个沿着与所述热气的流动方向相反的方向打开。
3.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，所述管道适于当热气流过时在所述环形缝隙(20，24)处产生负压以吸入冷却空气。
4.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，所述框架(4)具有用于所述入口管段(6)的机械分离安装的分离装置(18)。
5.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，所述入口管段(6)能连接到所述热气源。
6.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，至少一个管根布置在管段(6，8，10)上并且用于将冷却空气吸入到热气流。
7.根据权利要求6所述的装置(2)，
其特征在于，插入到所述管段(6，8，10)中的导流板位于所述管根上和／或所述管根中。
8.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，所述框架(4)具体为壳体(4)。
9.根据权利要求8所述的装置(2)，
其特征在于，所述壳体(4)具有用于将冷却空气引导到所述壳体(4)中的冷却空气连接部(16)。
10.根据权利要求9所述的装置(2)，
其特征在于，所述冷却空气连接部(16)能连接到航空器系统的空气出口位置或连接到辅助动力装置的油冷却器的废气连接部。
11.根据权利要求8所述的装置(2)，
其特征在于，所述出口管段(10)布置在壳体盖(22)中。
12.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，所述管道由外管(30)和内管(32)形成，所述内管能连接到所述热气源，位于所述内管(32)和所述外管(30)之间的空间(34)用于冷却空气流过。
13.根据权利要求1所述的装置(2)，
其特征在于，辅助动力装置的废气连接部作为热气源能连接到所述装置(2)。
14.根据权利要求1至13任一项所述的装置(2)在航空器中用于排放和冷却来自辅助动力装置的废气的应用。
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