CN102135035A - 涡轮机飞行器推进器 - Google Patents

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克里斯泰勒·林若诺
皮埃尔·纪尧姆
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Abstract

本发明涉及一种飞行器推进器(1)，包括：安置在短舱(10)中的涡轮机(8)和能够被热流体横向穿越的冷却器(14)，所述热流体通过与冷却器外部的冷空气的热交换被冷却。推进器(1)包括气脉(13)(13b)，气脉(13)(13b)能够将加压空气朝向空气管道(20)指引，空气管道(20)实施在短舱(10)的外壁(6)和内壁(60)之间。冷却器(14)包括：在第一表面(141)上的被称为第一表面冷却装置(145)的第一冷却装置，第一冷却装置(145)布置在推进器短舱(10)的外壁(6)上；在第二表面(142)上的第二表面冷却装置(146)，第二冷却装置布置在空气管道(20)的壁(23)上。本发明也涉及一种配备有该推进器的飞行器。

Description

涡轮机飞行器推进器
技术领域
本发明涉及一种涡轮机式飞行器推进器，较具体地，本发明涉及用于推进器的冷却装置。
背景技术
在航空工业中，许多飞行器推进器包括安置在短舱中的涡轮机。
人们可以引用的例子，例如，涡轮风扇式推进器，用于其的涡轮机驱动定位在短舱内部的至少一个转子。人们还可以引用“桨扇”或“开式转子”式推进器的例子，用于其的涡轮机驱动两个反向旋转的转子，所述两个转子在涡轮机的下游或上游定位在短舱的外部。
无论什么类型的推进器，变速箱(齿轮位于涡轮机轴和转子之间)将由涡轮机产生的机械能传递到转子。
虽然其已经具有非常高的效率，但是，该变速箱通过摩擦使由推进器产生的能量的一部分耗散变成热。该热特别地被传递到变速箱润滑液。
此外，涡轮机本身主要通过机械摩擦，也通过其润滑液产生相当大的热耗散。
显然，该热必须被消散到外部环境，以冷却推进器。
安装在涡轮机上的设备，例如发电机可能也需要冷却。
为执行该冷却，已经提出了各种解决方案。
首先已知的解决方案是在短舱的外壁和内壁之间安装热交换器，该热交换器已知为“容积式热交换器”，该解决方案主要用于涡轮风扇式推进器。空气入口收集来自通过涡轮机的冷空气流的冷空气，以将所述冷空气带到所述容积式热交换器内部。在通过热交换器基质之后，该空气经过空气出口被喷射出短舱。在推进效率和对涡轮机的空气动力冲击方面，这种热交换器还没有被证明是最佳解决方案。实际上，空气收集代表推进效率的直接损失，因为其对于发动机推力几乎没有或者没有贡献。此外，设置空气入口、一个或多个内部管道以及空气出口产生负荷损失并且显著地或多或少干扰推进器的内部流动。
另一种已知解决方案是使用交换器，已知为“表面换热器”，例如，板式热交换器。特别地，已知表面换热器局部地采用短舱的内壁的形状或者其所联接到的发动机盖的内壁的形状。表面换热器的第一表面联接到短舱的内壁或发动机盖，而第二表面定位在流过短舱的内体积的冷空气的流中。在热交换器内传输的热通过热传导传递到形成板式热交换器的下表面的板的内表面上。在短舱中流动的冷空气的流横向穿越该热板。储存在内表面上的热板中的热由此通过强制的对流朝向推进器的气流消散。
该解决方案仍具有空气动力冲击，但是，对比于前面的解决方案具有不收集来自通过涡轮机的流的空气的优点。
但是，该解决方案不能被转用到桨扇式推进器。实际上，当飞行器的速度低或者为零时，几乎没有或者没有横向穿越表面换热器的气流，因为转子布置在短舱的外侧。
在桨扇推进器的情形下，表面热交换器可仅被安置在短舱的外壁上或推进器挂架上。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种推进器，包括涡轮机冷却装置，所述涡轮机冷却装置通过在地面上以及在飞行中保证足够的冷却水平来克服前述的缺陷，而同时在飞行阶段期间限制空气动力冲击。
为此，本发明设想一种飞行器推进器，包括：安置在短舱中的涡轮机和能够被热流体横向穿越的冷却器，所述热流体通过与所述冷却器外部的冷空气的热交换被冷却。所述推进器包括至少一个气脉，所述至少一个气脉能够将加压空气朝向空气管道引导，所述空气管道实施在所述短舱的外壁和内壁之间，所述冷却器包括：
-在被称为外表面的第一表面上的被称为第一表面冷却装置的第一冷却装置，所述第一冷却装置布置在所述推进器短舱的所述外壁上，
-在被称为内表面的第二表面上的被称为第二表面冷却装置的第二冷却装置，所述第二冷却装置布置在所述空气管道的内壁上。
换言之，冷却器被用于在驾驶飞行器的所有阶段期间操作：首先，当飞行器处于零速度或者低速时以及其次当飞行器在飞行中时都是如此。
优选地，所述第一表面冷却装置定尺寸为使得在预选择的环境条件及速度条件之内，当所述飞行器处于飞行中时，足以保证所需的冷却，并且所述第二表面冷却装置定尺寸使得在预选择的环境条件之内，当所述飞行器处于低速度或者零速度时，足以保证所需的冷却。
在整篇说明书中，参照在推进器中气流的方向，在给定点处，“上游”将指定置于该点前面的部分，并且“下游”将指定位于该点后面的部分。
在本发明的第一实施方式中，空气入口定位在所述涡轮机的空气压缩器的第一级处，并且所述相关的气脉出现在所述冷却器的上游。
根据本发明的另一实施方式，加压空气入口定位在所述涡轮机的空气压缩器的下游，并且所述相关的气脉出现在所述冷却器的下游，以在通过其处形成抽吸。
有利地，所述气脉在所述空气管道20处具有小直径的管或喷射器，其喷射加压空气进入所述空气管道内。
根据本发明的另一实施方式，推进器包括两个气脉和与每个气脉相关联的调节阀，一个气脉出现在所述冷却器上游，一个气脉出现在所述冷却器下游，所述调节阀根据一个气脉或者另一个气脉控制加压空气的进入。
在冷却器的一个实施方式中，所述第一和第二表面冷却装置中的至少一个是一组翅片，所述一组翅片从所述外表面延伸，并且主要平行于气流的方向定向。
在另一实施方式中，所述第一和第二表面冷却装置具有类似的结构。
可替代地，所述空气管道包括安装在所述推进器前面的空气入口，以形成附加空气入口。
本发明也构想了一种包括上述推进器的飞行器。
附图说明
随后将参照附图进行说明，所述说明将仅作为本发明实施方式的例子而给出，其中：
图1示出本发明可被应用到的所谓“桨扇”式的推进器；
图2示意出在非常示意性的横截面图中的这种推进器；
图3是图2的的详细图，集中于推进器的前部，其标示了根据本发明第一实施方式的冷却装置的主要元件；
图4示意性地示意出根据本发明的冷却装置的电子控制所处理的数据；
图5a示出对于本发明第一实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的气流的详细视图；
图5b示出对于本发明第一实施方式，当飞行器在空中时在冷却器中的气流的详细视图；
图6a示出根据本发明第一实施方式的变型，当飞行器处于低速时在冷却器中的气流的详细视图；
图6b示出根据本发明第一实施方式的变型，当飞行器在飞行中时在冷却器中的气流的详细视图；
图7a是图2的的详细图，集中于推进器的前部，其标示了根据本发明第二实施方式的冷却装置的主要元件；
图7b示出对于本发明第二实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的气流的详细视图；
图7c示出对于本发明第二实施方式，当飞行器在空中时在冷却器中的气流的详细视图；
图8a是图2的的详细图，集中于推进器的前部，其标示了根据本发明第三实施方式的冷却装置的主要元件；
图8b示出对于本发明第三实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的第一示例气流的详细视图；
图8c示出对于本发明第三实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的第二示例气流的详细视图；
图8d示出对于本发明第三实施方式，当飞行器在空中时在冷却器中的气流的详细视图；
图9a示出根据本发明第三实施方式的变型，当飞行器处于低速时在冷却器中的气流的详细视图；
图9b示出根据本发明第三实施方式的变型，当飞行器在飞行中时在冷却器中的气流的详细视图。
具体实施方式
本发明涉及例如，如在图1中示出的所谓“桨扇”式的飞行器推进器1。该推进器被设计用于未来的飞行器。在此示意出的实施的示例中，两个桨扇推进器1通过推进器挂架附连在飞行器机身2两侧，每个桨扇推进器1均安置在短舱10中。
每个桨扇推进器1此处包括两个反向旋转的转子3a，3b，每个转子包括一组叶片4a，4b，所述叶片为等距的并且被布置在推进器1的后面。每个转子3a，3b的叶片4a，4b从环形冠部5a，5b突出，所述环形冠部与该转子一起移动，所述环形冠部的外表面与推进器短舱的外壁6相连续地定位。
如在图2中示意性地示出的，桨扇推进器1包括空气入口7，其供应涡轮机8。该涡轮机8包括轴向部分，当涡轮机运行时该轴向部分被驱动处于旋转中。依次地，该轴通过图2中未示出的机械传动装置驱动两个反向旋转的转子3a，3b的叶片4a，4b的轴9a，9b。
由涡轮机8在运行时产生的热气体通过环形热气脉18被排放，所述环形热气脉18具有在两个转子3a，3b的后面定位的出口。在变型中，这些气体也可以在两个转子的上游被排放。
涡轮机8传统地包括多级压缩器，该多级压缩器允许进入涡轮机的空气的压力递增的增加。
桨扇推进器以及它们的部件-转子、涡轮机、传动系统的构造细节以及它们的尺寸、材料等超出了本发明的范围。此处描述的元件由此仅作为信息的目的而提供，以便于通过本发明非限定性示例实施中的一个来理解本发明。
在飞行器的飞行期间，温度在接近地面的+55℃和处于高度处的-74℃之间的外部空气基本上在与飞行器移动的纵向轴线X相反的方向上，沿着推进器的短舱10的外壁6循环。
同时，推进器产生显著的热喷射，该热喷射中的部分通过环形热管道18被排放，并且被传递到发动机和变速箱油路的另一部分必须通过适当的冷却装置排放。
总体说明
冷却装置包括冷却器45，该冷却器45在外壁6和空气管道20之间，该管道20实施在短舱10的外壁6和内壁60之间。
如在图2和图3中示意出的，例如，内壁60定位成在短舱10的内体积中跨越涡轮机短舱，并且外壁6是被外部空气的流掠过的壁。
在空气管道的实施方式中，如在图3中示出的，空气管道20首先通过空气入口21出现在推进器短舱的前面，靠近主空气入口7，并且其次通过空气出口22出现在短舱的外部，在转子的上游。
冷却器14被设计成以两种主要的热交换模式操作：
-一种模式是在地面上或者在起飞期间，当外部空气流动低时或者为零时，
-另一种模式是在飞行中，当外部空气的流动显著时。
冷却器14包括在第一表面——被称为外表面141——上的第一表面冷却装置145，其布置在推进器的短舱10的外壁6上。冷却器14包括在与外表面对置的第二侧面——被称为内表面142——上的第二表面冷却装置146，其布置在空气管道20的壁23上。
第一表面冷却装置145由此形成推进器短舱10的外壁6的部分。通过推进器的短舱10的外壁6的在冷却器14必须被安装的位置处的形状确定第一表面冷却装置145的形状。
第二表面冷却装置146形成空气管道20的壁23的部分。通过在空气管道的壁23的在冷却器14必须被安装在位置处的形状确定第二表面冷却装置146的形状。
在本发明的所述非限定性示例中，冷却器14的内表面142基本平行于外表面141。
通过可获得的加压空气冷却的流，分别通过当飞行器处于飞行中时，在地面上时或者在低速时的冷却需要确定第一表面冷却装置145和第二表面冷却装置146各自的尺寸。
本领域技术人员已知该计算本身，因而此处不再进一步地详述。
在实施第一和/或第二表面冷却装置的示例中，第一表面冷却装置包括一组翅片(在图中未示出)，所述一组翅片从冷却器的外表面延伸并且在冷却器的外表面上突出。
在实施第一和/或第二表面冷却装置的另一示例中，第二表面冷却装置包括一组翅片(在图中未示出)，所述一组翅片从冷却器的内表面延伸并且在冷却器的内表面上突出。
例如，这些翅片可增加换热面积，并且基本上平行于当飞行器处于飞行中时(在低速)在冷却器的外(内)表面上流过的空气流股的流线定向，即，基本沿着纵向轴线X定向。
通过当飞行器处于飞行中时或者在低速时的冷却需要，以及通过外部空气流动和沿着这些翅片的表面流动的空气的温度来确定这些翅片的尺寸。本领域技术人员已知这种计算的细节。
本领域技术人员已知这些冷却装置145，146，进而此处将不再进一步展开。
在冷却器14的一个实施方式中，所述第一表面冷却装置和所述第二表面冷却装置相同。
在冷却器的优选实施方式中，第一冷却装置145不包括在冷却器14的外面141上的翅片，并且第二表面冷却装置146具有在冷却器14的内表面142上的翅片。
通过本身已知类型的电子控制单元19(在图4中示出)控制冷却装置。
在该非限定性示例中，所述电子控制单元19接收冷却装置必须调节的油路温度数据以及作为输入的外部空气温度数据。
所述电子控制单元19将控制数据，例如油路温度传输到飞行器的驾驶舱，电子控制单元19也从飞行器的驾驶舱接收指令。
该电子控制单元19可以被安装在推进器处，靠近冷却器14。可替代地，电子控制单元19也可以是定位在驾驶舱中的各件电子设备的部分，或者仅仅是通过在飞行器中常见的多功能计算机提供的功能中的一个。
在本发明的实施方式的变型中，空气管道20包括定位在空气出口22处的所述出口的关闭装置30，通过电子控制单元19设定该关闭装置。
在实施的示例中，关闭装置30是阀。
第一实施方式
在冷却装置的第一实施方式中，如在图3中示出的所述冷却装置利用压缩器的设置，并且包括本身已知类型的空气入口11，在该非限定性示例中，其布置在涡轮机8的压缩器的第一级处。该布置被用于提供空气，该空气尚且几乎未通过压缩变暖，而不是位于压缩器的随后级处的空气。
收集点的位置自然地取决于在考虑中的涡轮机8的以及其压缩器的具体特征，但是，该位置通过这样的需求来设置，使得空气处于这样的压力下，该压力足以在充分低的温度下将预定的空气的流带到冷却器，而同时不干扰压缩器以及更一般的涡轮机8的正确运行。
优选地，该空气入口11包括调节阀12，此处被示意性地示意出，其被设计用于控制在空气入口11处收集的加压空气的流从接近零的值到通过变速箱和/或发动机和/或发电机油的冷却需要所确定的最大值。
在调节阀12下游定位的气脉13将冷却器14上游被收集的加压空气的流朝向空气管道20引导。
电子控制单元19根据不同的输入信息设定调节阀12。电子控制单元19接收来自气脉13中的空气的温度数据以及调节阀12的状态信息。
在操作中，当飞行器在地面上(图5a)或者在滑行、起飞或者着陆阶段，在推进器运行的情况下，来自发电机的热排放非常大并且飞行器速度低或者为零。
在这些阶段期间，所谓低速阶段，外部空气的流动低并且不足以通过两个表面冷却装置145，146来冷却。电子控制单元19将调节阀12设定到基本最大开度位置，允许外部空气和在压缩器处收集的加压空气横向穿越第二冷却装置146。主要通过第二冷却装置146来执行该冷却。
这保证在热冷却装置14和冷却的加压空气之间的热交换，导致冷却器14以及在其内循环的或者通过热传导连接到其的流体的所需的冷却。
当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，飞行器速度增加并且外部空气温度降低。因此，通过逐渐关闭由电子控制单元19控制的调节阀12来减少在压缩器处空气的收集，并且首先通过由外部空气横向穿越的第一表面冷却装置145以及其次通过由自然地流入空气管道20内的外部空气横向穿越的第二表面冷却装置146来递增地执行该冷却。
阀12的关闭(以及作为延伸，打开)被描述为逐渐的，但是也可以开或关方式控制该关闭(以及作为延伸，打开)。
接下来，当飞行器处于稳定飞行中时(图5b)，正常地通过冷却器14的第一和第二冷却装置145，146，主要通过第一冷却装置145来执行冷却，并且调节阀12随后保持关闭，由此消除了从压缩器处的空气收集并且因此减少了增加的燃料消耗，该增加的燃料消耗否则起因于该动力牵引(powerdraw)。
在实施的变型中，当空气管道20包括关闭装置30时，在飞行阶段期间电子控制单元19优选地将关闭装置设置为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。
在实施的变型中，如在图6a和图6b中示出的，例如，利用关闭空气入口的装置，空气管道20并不朝向短舱10的前面出现，从而降低由空气入口导致的气动阻力。
在低速阶段期间(图6a)，电子控制单元19将调节阀12设定为基本进入最大开度位置并且加压冷空气流动通过空气管道20。第一和第二冷却装置处于操作中。当空气管道20进一步包括空气出口22的关闭装置时，所述关闭装置处于打开位置。
在飞行阶段期间(图6b)，电子控制单元19将调节阀12设定为关闭位置并且仅通过第一表面冷却装置145来执行冷却。当空气管道20进一步包括空气出口22的关闭装置时，所述关闭装置优选地处于关闭位置。
第二实施方式
在冷却装置的第二实施方式中，如在图7a到7c中示出的，所述冷却装置包括本身已知类型的空气入口11b，在该非限定性示例中，其布置在涡轮机8的压缩器的上游。
优选地，该空气入口11b包括调节阀12b，其在此处被示意性地示意出，并且其被设计用于控制在空气入口11b处收集的加压空气的流从接近零的值到由变速箱和/或发动机和/或发电机油的冷却需要所确定的最大值。
定位在调节阀12b下游的气脉13b将收集的加压空气的流朝向实施在短舱中的在冷却器14下游的空气管道20引导，并且产生外部空气从空气入口21进入空气管道，穿过所述第二冷却装置146的抽吸。
有利地，气脉13b在空气管道20中以小直径的管或者喷射器结束，其将加压空气喷射进入到空气管道20内。该加压空气的喷射产生由于抽吸现象的从空气管道20的外部气流的加速，并且因此横向穿越第二冷却装置146的空气流动增强。
在该第二实施方式中，根据不同的输入信息电子控制单元19调节调节阀12b。该电子控制单元19接收来自气脉13b中的空气的温度数据以及调节阀12b的状态信息。
在操作中，当飞行器处于低速阶段时(图7b)，来自发电机的热排放非常大并且飞行器速度低或者为零。
在这些低速阶段期间，外部空气的流动低并且不足以通过两个表面冷却装置145，146来冷却。电子控制器19将调节阀12b设定为基本处于最大开度位置，以在空气管道的出口处产生外部空气的抽吸。主要通过第二冷却装置146来执行冷却。
这保证在热冷却装置14和冷却的加压空气之间的热交换，导致冷却器14以及在其内循环的或者通过热传导连接到其的流体所需的冷却。
当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，飞行器速度增加并且外部空气温度降低。因此，通过逐渐关闭由电子控制单元19控制的调节阀12b减少在压缩器处空气的收集，并且首先通过由外部空气横向穿越的第一表面冷却装置145以及其次通过由自然地流入空气管道20内的外部空气横向穿越的第二表面冷却装置146来递增地执行冷却。
阀12b的关闭(以及作为延伸，打开)被描述为逐渐的，但是也可以开或关方式控制该关闭(以及作为延伸、打开)
接下来，当飞行器处于稳定飞行中时(图7c)，正常地通过冷却器14的第一和第二冷却装置145，146，主要通过第一冷却装置145来执行冷却，并且调节阀12b随后保持关闭，由此消除了从压缩器处的空气收集并且因此减少了增加的燃料消耗，该增加的燃料消耗否则起因于该动力牵引。
在实施的变型中，当空气管道20包括关闭装置30时，在飞行阶段期间电子控制单元19优选地将关闭装置设置为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。
第三实施方式
在冷却装置的第三实施方式中，如在图8a-8d中示出的，冷却装置包括空气入口11、调节阀12以及气脉13，诸如在第一实施方式中描述的。
冷却装置进一步包括如在第二实施方式中描述的空气入口11b，调节阀12b以及气脉13b。
有利地，气脉13b在空气管道20处以喷射器结束，其将加压空气喷射进入到空气管道20内。
在该第三实施方式中，根据不同的输入信息电子控制单元19设定调节阀12和12b。
在操作中，当飞行器处于低速阶段时(图8b和图8c)，来自发电机的热排放非常大并且飞行器速度低或者为零。
在这些低速阶段期间，外部空气的流动低并且不足以通过两个表面冷却装置145，146来冷却。电子控制单元19因此将两个调节阀12，12b中的一个设定为基本处于最大开度位置，允许当调节阀12处于打开位置时(图8b)，由外部空气和在压缩器处收集的加压空气横向穿越第二冷却装置146，或者当调节阀12b处于打开位置时(图8c)，在空气管道的出口处产生外部空气的抽吸。主要通过第二冷却装置146执行该冷却。
这保证在热冷却装置14和冷却的加压空气之间的热交换，导致冷却装置14以及在其内循环的或者通过热传导连接到其的流体的需要的冷却。
当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，飞行器速度增加并且外部空气温度降低。因此，通过逐渐关闭由电子控制单元19控制的调节阀12或12b减少在压缩器处空气的收集，并且首先通过由外部空气横向穿越的第一表面冷却装置145以及其次通过由自然地流入空气管道20内的外部空气横向穿越的第二冷却装置146来递增执行该油冷却。
阀12，12b的关闭(以及作为延伸，打开)被描述为逐渐的，但是也可以开或关方式控制阀的关闭(以及作为延伸，打开)。
接下来，当飞行器处于稳定飞行中时(图8d)，正常地通过冷却器14的第一和第二冷却装置145，146，主要通过第一冷却装置145来执行冷却，并且调节阀12，12b随后保持关闭，由此消除了从压缩器处的空气收集，并且因此减少了增加的燃料消耗，所述增加的燃料消耗否则起因于该动力牵引。
在实施的变型中，当空气管道20包括关闭装置30时，在飞行阶段期间电子控制单元19优选地将关闭装置设定为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。
在实施的变型中，如在图9a和9b中示出的，例如，利用关闭空气入口21的装置，空气管道20并不朝向短舱10的前面出现，从而降低由于空气入口导致的气动阻力。
在该实施方式的变型中，在两个低速阶段或者处于飞行的期间，调节阀12b总是处于关闭位置。
在低速阶段期间(图9a)，电子控制单元19将调节阀12设定为基本进入最大开度位置并且加压冷空气流动通过空气管道20。第一和第二冷却装置处于操作中。当空气管道20进一步包括空气出口22的关闭装置30时，所述关闭装置处于打开位置。
在飞行阶段期间(图9b)，电子控制单元19将调节阀12设定进入关闭位置并且仅通过第一表面冷却装置15执行冷却。当空气管道20进一步包括空气出口22的关闭装置30时，所述关闭装置优选地处于关闭位置。
本发明的范围不限于以上作为示例考虑的实施方式的形式细节，而是相反延伸到本领域技术人员实施的变型。
本发明是以桨扇式推进器的情形而描述的，但是本发明也可应用于涡轮风扇式推进器。
从说明书中显而易见的是，冷却装置允许发动机部件在所有飞行阶段中被冷却，而同时允许在低速阶段期间使用表面换热器。
在低速阶段期间和处于飞行期间，控制调节阀12和/或12b的打开和关闭的情形允许压缩器上的动力牵引被控制，且随时可以减少该动力牵引，这种减少转变成降低消耗。
另外，本发明利用了表面换热器的设置，表面换热器小于6cm的厚度，并且代替比15cm厚的容积式换热器。其导致比较小的底部，降低了空气管道的高度，而这一方面限制了气动阻力的冲击，并且另一方面便于将其集成在推进器的推进物上。

Claims (9)

1.飞行器推进器(1)，包括：安置在短舱(10)中的涡轮机(8)和能够被热流体横向穿越的冷却器(14)，所述热流体通过与所述冷却器外部的冷空气的热交换被冷却，所述推进器(1)包括气脉(13)(13b)，所述气脉(13)(13b)能够将加压空气朝向空气管道(20)引导，所述空气管道(20)实施在所述短舱(10)的外壁(6)和内壁(60)之间，所述冷却器(14)包括：
-在被称为外表面(141)的第一表面上的被称为第一表面冷却装置(145)的第一冷却装置，所述第一冷却装置布置在所述推进器(1)短舱(10)的所述外壁(6)处，
-在被称为内表面(142)的第二表面上的被称为第二表面冷却装置(146)的第二冷却装置，所述第二冷却装置布置在所述空气管道(20)的壁(23)上，
其中，所述空气管道(20)包括布置在所述推进器前面的空气入口(21)，以产生附加空气入口。
2.根据权利要求1的飞行器推进器，其中：
-所述第一表面冷却装置(145)定尺寸为使得在预选择的环境条件及速度条件之内，当所述飞行器处于飞行中时，足以保证所需的冷却，
-所述第二表面冷却装置(146)定尺寸为使得在预选择的环境条件之内，当所述飞行器处于低速度或者速度为零时，足以保证所需的冷却。
3.根据前述权利要求中任一项的飞行器推进器，其中，空气入口(11)定位在所述涡轮机(8)的空气压缩器的第一级处，并且其中所述相关的气脉(13)出现在冷却器(14)的上游。
4.根据权利要求1到2之一的飞行器推进器，其中，空气入口(11b)定位在所述涡轮机(8)的空气压缩器的下游，并且其中所述相关的气脉(13b)出现在所述冷却器(14)的下游。
5.根据权利要求4的飞行器推进器，其中，所述气脉(13b)在所述空气管道(20)处包括喷射器，所述喷射器喷射加压空气进入所述空气管道(20)内。
6.根据权利要求1到2之一的飞行器推进器，包括两个气脉(13，13b)和与每个气脉相关联的阀(12，12b)，气脉(13)出现在所述冷却器(14)的上游，以及气脉(13b)出现在所述冷却器的下游，所述阀(12，12b)根据一个气脉或者另一个气脉控制加压空气的进入。
7.根据前述权利要求中任一项的飞行器推进器，其中，所述第一表面冷却装置(145)和所述第二表面冷却装置(146)中的至少一个是一组翅片，所述一组翅片从所述外/内表面延伸，并且主要地平行于气流的方向定向。
8.根据前述权利要求中任一项的飞行器推进器，其中，所述第一表面冷却装置(145)和所述第二表面冷却装置(146)是相似的结构。
9.飞行器，其包括根据前述权利要求中任一项的推进器。
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