CN103402873A - 结合到航空器的壁的热交换器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种航空器，其包括至少一个壁(66)和热交换器，所述至少一个壁限定所述航空器的第一区域(I)和位于所述航空器内的第二区域(E)，所述第一区域与所述航空器的外部热隔离，所述第二区域没有相对于所述航空器的外部热隔离，热传递流体在所述热交换器中循环，其中，所述壁(66)包括至少一个管道(76)，热传递流体在所述至少一个管道(76)中循环来用作热交换器。

Description

结合到航空器的壁的热交换器
技术领域
本发明涉及结合到航空器的壁的热交换器。
背景技术
已知地，航空器的机身包括一种结构，该结构的主要作用是传递力，向航空器提供空气动力学特性的外壳连接到该结构上。因此，在飞行中，空气沿着机身的外表面流动。
该结构包括横梁、框架、桁条、加固件或其它部件的组件。这些部件可由金属和/或复合材料制成。并列地，外壳为通过铆接或通过任何适当方式连接到该结构的并列布置的面板或金属板的完整部分。作为一种变形，这些面板可由复合材料制成。
图1和图2示出了航空器10和例如前起落架舱12、前设备舱14等多个区域，其中前起落架被设计成在飞行中容纳在前起落架舱12中，电子设备和系统16设置在前设备舱14中，所谓的货舱18位于前设备舱14后面。前起落架舱12、前设备舱14被设置在驾驶室下方航空器的机头部分中。在用于承载乘客的航空器的情形中，货舱18被设置在客舱下方。
航空器的某些区域，例如，前设备舱14、货舱18、驾驶室和客舱等与机身的外部热隔离并被加压，而诸如前起落架舱12等其它区域则没有热隔离并被加压。因此，起落架舱内的空气的温度在飞行中能够下降到-50℃，接近机身外空气的温度。起落架舱中的空气受到速度明显低于机身外空气的流动。
前起落架舱12是航空器的结构的一部分，并包括两个侧壁20。图4中示出了其中一个的一部分，其具有连接侧壁的上边缘的底部和分别连接侧壁的前边缘和后边缘的前壁和后壁。航空器的结构的框架设置在前起落架舱的水平面上，不会一直围绕机身延伸，并包括切口，起落架可经过该切口移动。这些框架因此被连接到起落架舱的侧壁20的下边缘。为了传递力，前起落架舱12的壁的表面包括多个加强部件。因此，如图4中所示，侧壁20的外表面22包括基本垂直于框架的表面定向的多个加固件24。
根据另一个方面，航空器包括位于前设备舱14中的多个部件，例如电子设备和系统16，其产生热并必须被冷却。
如图1中示意性所示，在电子设备和系统16的情形下，来自货舱18的空气被吹入电子设备和系统16。在穿过电子设备和系统16时变热的空气被抽取，以传输到一个或多个热交换器26。根据一个实施例，用于新鲜空气的网状管道28被设置在货舱18以及电子设备和系统16之间，用于变热空气的网状管道30被设置在电子设备和系统16和热交换器26之间。
如图3中所示，热交换器26被设置在一个或多个管道32中，经由至少一个进气口34来自机身外部以及经由至少一个出气口36排放到机身外部的空气经过热交换器流动。
通过进气口34获取空气并通过出气口36排放空气引起空气动力学扰动，这增加了航空器的阻力和能量消耗。因此，这些扰动必须最小化。
然而，航空器冷却要求正呈现大体上升趋势。冷却要求的增加导致了多个缺点，特别是由于吸取和排放的空气的体积增加而引起的空气动力学扰动的增加、由于管道28、30、32和热交换器26的数目和/或尺寸的增加而引起的机载质量的增加。
进气口34和出气口36的形状和/或尺寸被优化，以限制空气动力学扰动。例如，文献FR-2.915.733中描述了可移动的出口栅板。
为了限制这些扰动，其它的方案被改进用来通过使用燃料作为热传递流体将热量传递到燃料箱或发动机。作为一个示例，文献FR-2.936.224描述了可能通过发动机排放热量的系统。但是，燃料箱或发动机的热吸收能力是有限的，并且对于航空器的要求是不足够的、次等的。
附加地或者替换地，其它文献描述了使用机身来消散热量。为此，管道邻近机身的内表面设置，以将热量从在管道中循环的热传递流体传递到机身的蒙皮，然后从机身的蒙皮传递到航空器外的环境。由于从热传递流体到航空器外的环境的热传递效率取决于从热传递流体到机身的蒙皮的第一热传递效率以及从机身的蒙皮到外部环境的第二热传递效率，所以这种方案并不十分令人满意。
由于承载热传递流体的管道的壁没有直接接触外部环境，热量的传递并不是最佳的，并实质上取决于管道的壁和机身的蒙皮之间的接触面积。此外，热传递还受到航空器的机身外的高速气流影响，该高速气流由于空气和机身之间的摩擦而产生了大量的热量。
发明内容
本发明提出对于现有技术的装置的替换或补充，用来将热量传递到航空器的外部。
为此，本发明涉及一种航空器，其包括限定航空器的第一区域和第二区域的至少一个壁以及热交换器，该第一区域与航空器的外部热隔离，该第二区域位于航空器内并且没有与航空器的外部热隔离，热传递流体在所述热交换器中循环，其中，所述壁包括至少一个管道，热传递流体在所述至少一个管道中循环以用作热交换器。
附图说明
其它特征和优点通过下面结合附图的本发明的示例性描述将变得清楚，其中：
图1是航空器的前部的侧视图，示意性地示出了根据现有技术的冷却装置；
图2是示出了根据现有技术的前设备舱中的部件的立体图；
图3是示出了根据现有技术的热消散装置的示意图；
图4是根据现有技术的起落架舱的侧壁的横截面；
图5是航空器的前部的侧视图，示意性地示出了根据本发明的冷却装置；
图6是示出了根据本发明的前设备舱中的部件的最佳布置的立体图；
图7是从航空器外的第一角度观察的起落架舱的立体图；
图8是从航空器内的另一角度观察的起落架舱的立体图；
图9是根据本发明的起落架舱的壁的横截面；
图10是根据本发明的起落架舱的壁的侧视图，示出了用于热传递流体的管路；
图11是示出了图10的管路的细节的截面图；
图12A是示出了结合到起落架舱的壁的用于热传递流体的管路的另一变形的截面图；以及
图12B是示出了结合到起落架舱的壁的用于热传递流体的管路的另一变形的截面图。
具体实施方式
图5示出了航空器50的前侧，航空器50包括起落架舱52、设备舱56以及货舱60，起落架舱52被设计成容纳起落架54，设备舱56中设有容纳电子设备的单元58，货舱60通过隔板与设备舱56分隔开。
航空器的某些区域与机身的外部热隔离并被加压，例如设备舱56、货舱60、驾驶室和客舱等，而例如前起落架舱52等另一些区域则没有热隔离。因此，起落架舱中的空气的温度在飞行中下降到-50℃，接近机身外的空气的温度。而且，所述起落架舱中的空气受到速度明显低于机身外的空气的流动，并且不会加热所述起落架舱的壁。
在说明书的剩余部分中，词语“单元”被理解为表示任何类型的容器，例如柜橱、箱子或壳体，其被设计成容纳设备，特别是电子设备。
单元58优选设置在设备舱中形成一个环，以留出单个中间容积。该方案允许简单接近单元58的前表面以及改进关键设备(主设备和剩余设备完全彼此相对)之间的隔离。该布置还可能提供底板下面在中间部分留出的隔间，电子设备可设置在隔间中。
最后，根据另一优点，在维护周期以外，留出的中间空间可用于其它目的，例如，用作向工作人员提供的房间。
根据另一个方面，电子设备构成热源62，该热源62必须被冷却或保持在温度范围内。
在说明书的剩余部分中，词语“热源”62被理解为表示必须通过冷却装置冷却或保持在给定温度范围中的任何装置(例如，热交换器)或任何流体(例如，客舱中的空气)。
已知地，冷却装置包括至少一个第一热交换器和至少一个第二热交换器，第一热交换器将热量从热源62传递到热传递流体，第二热交换器将热量从热传递流体传递到航空器外的空气或航空器没有相对于外部热隔离并一般没有被加压的区域。
为了将热传递流体从第一热交换器转移到第二热交换器，该装置包括网状管道64。
根据一个优选实施例，热传递流体是液体。该热传递流体的选择可能减小管道64的孔部分，这倾向于减小机载质量。
网状管道64和第一热交换器没有更详细地描述，因为它们对于本领域技术人员来说是已知的。因此，网状管道特别根据要冷却的热源的定位来设计。并列地，第一热交换器适用于热源和热传递流体。作为一种示例，管道64具有盘旋形状。
根据本发明的一个特征，第二热交换器的作用通过至少一个壁来实现，该壁形成在与外部热隔离的航空器区域I和容纳在航空器中并且没有相对于航空器的外部热隔离的区域E之间的隔板。为此，该壁包括至少一个管道，热传递流体在管道中循环。
该壁大致限定加压区域和非加压区域。因此，该壁具有允许其承受(可能具有轻微变形的)表面之间的压差的机械性能。
第二热交换器优选包括管道，热传递流体在管道中循环，该管道由壁部限定，该壁部的一个表面接触热传递流体，另一个表面接触没有热隔离的区域中的空气。
因为只有一个壁隔离热传递流体和非热隔离区域中的空气，所以该方案可能优化热量的传递。因此，隔离热传递流体和空气的距离可能小于20mm，或者甚至小于3mm。
根据另一个优点，该壁不是空气动力学表面，这意味着管道可能从与没有热隔离的区域E中的空气相接触的壁的表面突出，以增加用于热传递流体和空气之间热交换的表面面积。
根据另一个优点，与航空器外的空气相比，航空器非热隔离区域中的空气没有受到高速流动，并且不会加热流动表面。
有利地，每个管道部分地由至少一个肋部限定，该肋部用来增加壁的机械强度。因此，例如肋部等单个部件可起到两个作用，具体地，一个是结构强度，一个是热量。
根据一个实施例，如图7到图9中所示，前起落架舱52包括两个侧壁66、66’，一个侧壁在图9中以截面显示，其中侧壁66、66’的上边缘通过形成基部68的壁部连接，前边缘和后边缘分别通过前壁70和后壁72连接。前起落架舱的侧壁66、66’的下边缘被连接到形成航空器的结构的一部分的框架74(图中仅示出了一部分)。
有利地，起落架舱52的至少一个壁起到第二热交换器的作用，并包括至少一个管道76，热传递流体78在管道76中循环。该管道包括与热传递流体78接触的表面80和与非热隔离区域特别是壳体中的空气接触的另一个表面82，该壳体由起落架舱限定，起落架设置在该起落架舱中。
由于地面和飞行阶段之间的温度差不是很明显，所以该方案可能减小由膨胀效应引起的疲劳应力。该方案还可能获得结合到起落架舱的某些部件的自动除冰，该部件例如是铰接轴承(articulationbearings)。
优选地，至少一个侧壁66、66’用作热交换器。
对于说明书的剩余部分，仅描述一个侧壁66。该实施例当然适用到另一个侧壁66’和/或起落架舱的其它壁。
根据一个实施例，侧壁66包括在其外表面84上的肋部86。这些肋部86成对设置，其中几厘米等级的小距离将同一对的肋部86分开，该距离明显地小于属于不同对的两个肋部之间的距离，其中同一对的肋部86形成用于热传递流体的管道的壁部。因此，与现有技术中仅用作加强部件的肋部相比，肋部86用来加强并限定管道。
为了封闭管道，侧壁66包括用于每对肋部86的盖88，其连接两个肋部86的末端以与肋部86和侧壁限定管道76。
根据一个实施例，侧壁形成单个部件，并通过优选在高速下机加工肋部86的给定厚度来制作。盖88能够通过摩擦焊接牢固地连接到肋部。
根据另一个优点，由一对肋部和盖形成的中空结构提供比隔离的肋部更好的机械强度，这意味着可能减小肋部的高度或数目。
如图10中所示，侧壁66包括数个管道76，这些管道76相互平行并且平行于侧壁的下边缘。
每个管道76的末端通过连接限定管道76的两个肋部的横向隔板90来封闭。
管道76通过U形连接器92连接。管道76连接成盘旋形状，如图10中所示。
U形连接器92设置在侧壁66的内表面上。
根据一个实施例，U形连接器具有薄壁弯曲管的形状。
如图11中所示，对于U形连接器的各个端部，侧壁66包括通孔94，通孔94在一端具有套筒96，U形连接器的末端可放入套筒96中。在另一端，肋部86被弯曲来限定与每个通孔94对准的斜圆锥形状98(其中，在侧壁66处的直径大于在肋部的末端的直径)，从而限制局部的压强损耗。密封件可被提供来确保U形连接器和侧壁之间的密封性。
本发明并不限于这种连接器形状。因此，U形连接器可以结合到侧壁，并通过同肋部86相同的方式加工获得。
一个相同的侧壁可包括一个或多个区域，每个区域包括管道76，这些管道76相互平行并通过U形连接器相互连接。不同的区域可通过设置在侧壁的内表面上的管道形式的连接方式连接。
根据另一个方面，一个相同的起落架舱可包括数个具有一体的管道76的壁。根据情形，这些管道可相互连接来形成单个管路，或者一些管道与另一些管道分离来形成数个分离的管路。
管道76的位置将特别取决于壁上的各个特征和由所述壁承载的机械应力。
根据另一点，本发明并不限于管道的实施例。作为示例，可设想图12A、12B中所示的其它替换方式，以在壁的外表面上形成管道。因此，在图12A中，管道可由具有Ω形横截面的加固件限定，其附加到壁的外表面并通过任何适当方式固定到外表面。在图12B中，管道具有在T形轮廓截面的末端连接的管的形状，其头部牢固地压靠壁的外表面并通过任何适当方式固定到外表面。

Claims (11)

1.一种航空器，其包括至少一个壁(66)和热交换器，所述至少一个壁限定所述航空器的第一区域(I)和位于所述航空器内的第二区域(E)，所述第一区域与所述航空器的外部热隔离，所述第二区域没有相对于所述航空器的外部热隔离，热传递流体在所述热交换器中循环，其特征在于，所述壁(66)包括至少一个管道(76)，热传递流体在所述至少一个管道(76)中循环来用作热交换器。
2.根据权利要求1所述的航空器，其特征在于，所述至少一个管道(76)由增加所述壁(66)的机械强度的至少一个肋部(86)限定。
3.根据权利要求1或2所述的航空器，其特征在于，所述热传递流体在其中循环的所述管道(76)由壁部限定，所述壁部的一个表面接触所述热传递流体，另一个表面接触没有被热隔离的所述第二区域(E)中的空气。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的航空器，其特征在于，所述管道(76)从与没有被热隔离的所述第二区域(E)接触的所述壁(66)的表面突出，以增加用于所述热传递流体和空气之间的热交换的表面面积。
5.根据前述权利要求中任一项所述的航空器，其特征在于，所述壁(66)是限定起落架舱(52)的壁部或壁部的一部分。
6.根据权利要求5所述的航空器，其特征在于，限定所述起落架舱(52)的所述壁(66)包括在其外表面(84)上成对设置的肋部(86)，用于每对肋部的盖(88)连接所述肋部(86)的末端，以与所述肋部(86)和所述壁(66)一起限定管道(76)。
7.根据权利要求6所述的航空器，其特征在于，所述肋部(86)平行于所述壁(66)的下边缘。
8.根据权利要求6或7所述的航空器，其特征在于，每个管道(76)的末端通过连接限定所述管道(76)的两个肋部(86)的横向隔板(90)封闭，所述管道(76)通过连接器(92)相互连接以形成管路。
9.根据权利要求8所述的航空器，其特征在于，所述连接器(92)设置在所述壁(66)的内表面上。
10.根据权利要求9所述的航空器，其特征在于，对于连接器的各个末端，所述壁(66)包括通孔(94)，所述肋部(86)被弯曲以限定与各个通孔(94)对准的圆锥形区域(98)来限制局部的压强损耗。
11.根据前述权利要求中任一项所述的航空器，其特征在于，所述热传递流体是液体。
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