CN103958347A - 用于冷却飞行器机翼的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

一种飞行器，其包括借助于外挂架(105)从机翼(102)悬垂的涡轮发动机(104)。压缩热空气从所述涡轮发动机(104)排出。所述机翼(102)中的排气管道(209)朝向机身传送压缩热空气。为防止相对接近所述排气管道(209)的飞行器零件过热，提出以下解决方案。所述外挂架(105)包括具有覆盖结构(303)的开口(302)，所述覆盖结构(303)从所述涡轮发动机(104)突出至旁路废气流(213)中。所述覆盖结构(303)背离所述旁路废气流(213)留下狭缝(304)。气流路径(305)从所述机翼(102)中的开口(211)延伸至由所述覆盖结构(303)留下的狭缝(304)。

Description

用于冷却飞行器机翼的系统和方法
发明领域
本发明的一个方面涉及一种飞行器，在所述飞行器中压缩热空气从涡轮发动机排出。飞行器可包括(例如)由复合材料制成的机翼，压缩热空气穿过其流动的管道位于所述机翼中。本发明的其他方面涉及一种操作这种飞行器的方法和用于这种飞行器的结构组件，由此所述结构组件包括涡轮发动机可借助于其从机翼悬垂的外挂架。
发明背景
在具有涡轮发动机的飞行器中，热的压缩空气可从所述涡轮发动机排出。这种排气可用于各种功能，例如像，对飞行器零件进行除冰以及对舱室进行空气调节，对舱室进行空气调节通常涉及对舱室进行加热并加压。为此，飞行器一般设置有排气管道系统。排气管道系统将排气传送至可能要求除冰的飞行器零件，或传送至舱室形成其一部分的机身，或传送至此二者。排气管道系统随后横穿涡轮发动机借助于其从机翼悬垂的外挂架，并横穿机翼本身。
在如上所述使用从涡轮发动机排出的空气的飞行器中存在过热风险。此排气是相对热的。因此，排气管道系统在传送排气时使热分散并且对流传热。此外，在排气管道系统中，排气有可能从接头、阀和构成所述排气管道系统的其它元件泄漏。因此，相对接近排气管道的飞行器零件会有被加热至临界温度的风险，在所述临界温度下结构强度可能受到影响。此风险对于由具有相对低的临界温度的复合材料制成的飞行器零件来说特别重要。
存在用于降低上述过热风险的若干种技术。例如，可应用热绝缘来保护飞行器零件免于过热。可应用的另一种技术是在飞行期间强制通风。也可应用过热检测系统来防止过热。冷却装置可提供在从涡轮发动机获取排气的点附近。冷却装置可在排气应用于排气管道系统之前将所述排气冷却，从而降低过热风险。
公开号为US2010/028890的美国专利申请描述了一种包括发动机排气管道的机翼-发动机组合，所述发动机排气管道沿主机翼的前缘延伸。发动机排气管道的入口连接至发动机的热气空间。发动机排气管道的出口连接至发动机排气的消耗器。环境空气管道沿发动机排气管道延伸。环境空气允许进入环境空气管道中。发动机排气管道和环境空气管道形成热交换器，以冷却在发动机排气管道中流动的发动机排气。
发明内容
存在对于一种实用的解决方案的需求，所述解决方案在各种条件下降低使用从涡轮发动机排出的空气的飞行器出现过热的风险。
为了更好地解决这种需求，并且根据本发明的一个方面，提供一种飞行器，所述飞行器包括:
-设置有旁路管道的涡轮发动机，所述旁路管道围绕发动机核心，当所述涡轮发动机运转时，所述旁路管道输出旁路废气流；
-用于从所述涡轮发动机排出压缩热空气的排出-获取装置；
-包括排气管道的机翼，所述排气管道用于朝向机身传送已从所述涡轮发动机排出的压缩热空气；以及
-所述涡轮发动机借助于其从所述机翼悬垂的外挂架，所述外挂架包括具有覆盖结构的开口，所述覆盖结构突出至所述旁路废气流中并且背离所述旁路废气流留下狭缝，所述外挂架和所述机翼被布置以使得气流路径从所述机翼中的开口延伸至由所述覆盖结构所留下的狭缝。
在这种飞行器中，所述涡轮发动机的旁路废气流沿所述外挂架中的开口上的所述覆盖结构在外部流动。这在所述覆盖结构所留下的狭缝附近产生减压。所述狭缝附近的减压产生抽吸效应，从而从所述外挂架向外吸取空气。因此，通风气流发生在从所述机翼中的开口延伸至所述狭缝的气流路径中。所述通风气流可对相对接近所述排气管道的飞行器零件提供显著的冷却效果。这大大降低了过热危险。
重要的是，当所述飞行器在地面上静止并且所述涡轮发动机正在运转(例如，因为所述飞行器正在排队以便起飞)时，上述情况也适用。过热的风险在这种静态条件下，特别是在炎热的晴朗天可能是重要的。当所述涡轮发动机正在运转时，不论所述飞行器是否在运动，通风气流均会出现。因此，过热风险在静态条件下也大大降低。
另一个优点在于过热风险是在重量增加方面没有重大损失的情况下降低的。所述开口上的覆盖结构可以是相对轻量的；所述外挂架中的开口不增添任何重量。这与现有技术解决方案形成对比，现有技术解决方案可能涉及重量增加方面的重大损失。例如，提供排气管道与环境空气管道(如上述现有技术文献中所提出)可显著地增加重量。
又一个优点涉及以下方面。如上文所提及，有可能在从所述涡轮发动机所获取的压缩热空气应用于所述排气管道之前将此空气冷却。这种冷却可以是相对强的，以使得降低或甚至消除过热风险。然而，这种强的冷却可能阻止所排出的压缩热空气令人满意地完成一个或多个功能。例如，所述压缩热空气可能太冷而不能提供有效的除冰。作为另一个实例，所述压缩热空气可能太冷而不能有效地提供空气调节。
在根据本发明的飞行器中，所述通风气流可有效地冷却相对接近所述排气管道的飞行器零件，而不是冷却所述压缩热空气。因此，防止了过热风险，同时所述压缩热空气可具有足以令人满意地完成一个或多个功能的高温度。
本发明的另一个方面涉及一种用于如上文所限定的飞行器的结构组件。所述结构组件包括所述涡轮发动机可借助于其从所述机翼悬垂的外挂架，其中所述外挂架包括具有覆盖结构的开口，当所述涡轮发动机安装在所述外挂架上并运转时所述覆盖结构从所述涡轮发动机突出至旁路废气流中，所述覆盖结构背离所述旁路废气流留下狭缝，所述外挂架被设置以使得当所述外挂架和所述机翼已组装时，气流路径从所述机翼中的开口延伸至所述覆盖结构所留下的狭缝。
本发明的又一个方面涉及一种操作如上文所限定的飞行器的方法，所述方法包括以下步骤：致动所述涡轮发动机以使得所述旁路废气流沿所述覆盖结构流动，从而在所述覆盖结构所留下的狭缝附近产生抽吸效应，所述抽吸效应在所述气流路径中产生通风气流。
本发明的一个实施例有利地包括以下在分开段落中所描述的一个或多个附加特征。这些附加特征各自有利地促成实施根据本发明的解决方案，所述解决方案降低各种条件下的过热风险。
所述气流路径有利地围绕所述机翼中的所述排气管道。
所述覆盖结构有利地包括相对于所述外挂架中的所述开口倾斜的襟翼。
所述襟翼有利地倾斜成包括在10°至15°范围中的角度。
所述飞行器有利地包括用于控制所述襟翼相对于所述外挂架中的所述开口的倾斜角度的襟翼控制模块。
所述襟翼控制模块有利地适于将倾斜角度控制在10°至15°范围中。
所述外挂架中的所述开口在沿所述旁路废气流的方向上有利地具有包括在5cm与10cm之间的长度。
所述机翼有利地包括前缘，所述排气管道至少部分地位于所述机翼的前缘中。
所述机翼的前缘有利地包括所述开口的至少一部分，所述气流路径从所述开口延伸至所述覆盖结构所留下的狭缝。
所述机翼的前缘中的所述开口有利地包括缝翼轨道切口。
所述机翼的前缘中的所述开口有利地包括排泄孔。
所述机翼的前缘有利地包括复合材料。
为了说明上文概述的本发明以及附加特征，参照附图提供对特定实施例的详细描述。
附图简述
图1为直观图，其示出飞行器的俯视图。
图2为示意图，其示出沿横穿飞行器的机翼、外挂架和涡轮发动机的线所截取的飞行器的截面图。
图3为示意图，其示出机翼、外挂架和涡轮发动机的侧视图。
图4为直观图，其示出外挂架中的襟翼覆盖的开口的正视图。
图5为示意图，其示出襟翼覆盖的开口位于其中的外挂架的整流罩的截面图。
图6为直观图，其示出机翼的前缘，排气管道位于所述前缘中。
具体实施方式
图1示意性地示出如从俯视图所见的飞行器100。飞行器100包括机身101和位于机身101每个侧上一个的左机翼102和右机翼103两个主机翼。左机翼102设置有涡轮发动机104。涡轮发动机104借助于外挂架105从左机翼102悬垂。同样的情况适用于右机翼103。环境控制系统106位于机身101内。环境控制系统106为飞行器100内的一个或多个舱室提供空气调节功能。此外，环境控制系统106可在飞行期间对处于高海拔的这些舱室进行加压。
图2示意性地示出沿图1中所指示的切割线A-B所截取的飞行器100的截面图。切割线A-B横穿左机翼102、外挂架105和涡轮发动机104。图2因此示出包括这些元件的组件200。为方便起见，左机翼102在下文中将被称为机翼102。
涡轮发动机104包括吊舱201。风扇202和发动机核心203位于吊舱201中。旁路管道204围绕发动机核心203。发动机核心203设置有具有入口和出口的排出-获取装置205。所述入口位于发动机核心203中的压缩机组件206与燃烧器207之间。排出-获取装置205的出口连接至冷却装置208，所述冷却装置208可位于旁路管道204中。排出-获取装置205可包括一个或多个管道和一个或多个可控阀。冷却装置208通常包括热交换器。
排气管道209从涡轮发动机104中的冷却装置208延伸至机身101中的环境控制系统106。排气管道209横穿外挂架105和机翼102。更准确地说，机翼102具有前缘210，排气管道209的至少一部分位于所述前缘210中。机翼102的前缘210设置有开口211。这些开口211可包括缝翼轨道切口或排泄孔，或包括此二者。机翼102的前缘210可包括复合材料，并且甚至可基本上由这类材料制成。同样的情况适用于作为整体的机翼102。
在运转过程中，发动机核心203输出涡轮废气流212。当涡轮发动机104运转时，旁路管道204输出旁路废气流213。发动机核心203内部产生压缩热空气，所述压缩热空气可在排出-获取装置205的入口处利用。此压缩热空气的一部分流入排出-获取装置205中并且到达冷却装置208。在压缩热空气进入排气导管209中之前，冷却装置208将所述压缩热空气冷却至一定程度。排气管道209朝向机身101传送的此压缩热空气优选为足够热的，以确保令人满意的除冰功能和环境控制系统106的令人满意的操作。
图3示意性地示出包括机翼102、外挂架105和涡轮发动机104的组件，如从机翼102的尖端指向机身101的侧视图。在图3中，所见的是，外挂架105具有暴露至旁路废气流213的整流罩301。整流罩301设置有开口302和呈襟翼303形式的覆盖结构。开口302和襟翼303可联合被指定为襟翼出口302-303。在本实例中形成覆盖结构的襟翼303突出至旁路废气流213中。襟翼留下背离旁路废气流213的狭缝304。外挂架105和机翼102被布置以使得气流路径305从机翼102中的开口211延伸至由襟翼303所留下的狭缝304，所述襟翼303在本实例中构成覆盖结构。气流路径305围绕机翼102中的排气管道209。
在运转过程中，涡轮发动机104的旁路废气流213沿外挂架105的整流罩301流动，襟翼出口302-303提供在所述整流罩301中。这在襟翼303所留下的狭缝304附近产生减压。狭缝304附近的减压产生抽吸效应，从而从外挂架105向外吸取空气。因此，通风气流发生在从机翼中的开口延伸至狭缝的气流路径305中。相对接近排气管道209的飞行器零件暴露至此通风气流。通风气流因此对这些飞行器零件提供冷却效果。由于排气管道209在传送压缩热空气时使热分散并对流，这大大降低过热的风险。
图4示意性地示出从正视图所见的外挂架105的整流罩301中的襟翼出口302-303，所述襟翼出口302-303略微倾斜。事实上，图4是图3的放大的略微倾斜版，其中放大是针对襟翼出口302-303。
存在用于襟翼出口302-303的若干设计参数，如襟翼303相对于外挂架105的整流罩301的倾斜401的大小和角度，所述整流罩301暴露至旁路废气流213。所述大小和角度优选地设计以实现以下两个点之间的令人满意的折衷方案。一方面，由襟翼出口302-303所产生的通风气流应在静态条件下(例如像，当飞行器100正在排队以便起飞时)提供足够的冷却。另一方面，襟翼出口302-303在飞行期间不应产生显著的阻力。
例如，令人满意的折衷方案可具有以下数值。开口302在沿旁路废气流213的方向上可具有包括在5cm与10cm之间的长度402。襟翼303的倾斜401角度可包括在10°与15°之间。
图5示意性地示出沿图4中所指示的切割线C-D的襟翼出口302-303的截面。图5进一步示出襟翼出口302-303优选地设置有襟翼控制模块501。襟翼控制模块501允许控制襟翼303相对于外挂架105的整流罩301的倾斜401角度，所述整流罩301暴露至废气旁路流。倾斜401角度可控制在从10°延伸至15°的范围中。襟翼控制模块501还可允许减小飞行期间的倾斜401角度，从而减小阻力。飞行期间的倾斜401角度可(例如)小于10°。在极端的情况下，例如，如果冲压气流对相对接近排气管道的飞行器零件提供足够的冷却，则飞行期间的倾斜401角度可减小至0°。
图6示意性地示出机翼102的前缘210。图6以虚线进一步示出排气管道209的位于前缘210中的一部分。前缘210设置有缝翼轨道切口601。降低过热危险的通风气流可通过这些缝翼轨道切口601至少部分地进入机翼102的前缘210。通风气流被吸向襟翼303所留下的狭缝304，所述狭缝304组成外挂架105中的开口302上的覆盖结构。如之前所解释，这是因为当涡轮发动机104运转时，减压发生在狭缝304附近。
结束语
上文参照附图的详细描述仅仅是对本发明以及限定在权利要求书中的附加特征的说明。本发明可以多种不同的方式实施。为说明此情况，对一些替代方案进行简要说明。
本发明可有利地应用于涉及使用从涡轮发动机排出的空气的飞行器的多种类型的产品或方法。尽管说明书提到所述空气可用于除冰和空气调节，但所述排气可仅用于单个功能。重要的是，所述排气横穿管道，从而引起相对接近所述管道的零件出现过热的风险。
存在将压缩热空气从涡轮发动机排出并将此空气引导至排气管道的多种方法。例如，在所排出的压缩热空气进入排气管道之前，此空气不必穿过特定的冷却装置，尽管此举通常是有利的。
存在根据本发明实施覆盖结构的多种方式。襟翼仅仅是这种覆盖结构的一个实例。作为另一个实例，覆盖结构可包括隆起接片或呈一个鱼鳃或一系列这类鳃形式的装置，所述装置将具有多个狭缝。覆盖结构可以是固定的或可调节的。例如，图5中所示的襟翼控制模块501是有利的，但不是必需的。
术语“飞行器”应在广义上理解。所述术语可涵盖能够在空中移动的任何装置。
一般来说，存在实施本发明的多种不同方式，由此不同的实施方案可具有不同的拓扑结构。在任何给定的拓扑结构中，单个模块可执行若干功能，或若干模块可联合执行单个功能。在这方面，附图是非常概略的。例如，参照图5，襟翼控制模块501可包括处于不同位置的若干零件，例如像，位于驾驶舱中的控制零件。同样的情况适用于已描述的其他功能实体和模块。
上文做出的附注表明参照附图的详细描述是对本发明的说明而非限制。本发明可以所附权利要求书范围内的多种替代方式实施。在权利要求书的等效物的意义和范围内的所有变化均应涵盖在权利要求书的范围内。权利要求书中的任何参考符号均不应解释为对权利要求书进行限制。用词“包括”并不排除权利要求书中所列元件或步骤之外的其他元件或步骤的存在。元件或步骤之前的用词“一个”或“一种”并不排除多个这类元件或步骤的存在。各项附属权利要求限定相应附加特征的这一事实并不排除权利要求书中所体现的附加特征之外的附加特征的组合。

Claims (14)

1.一种飞行器(100)，所述飞行器包括：
-设置有旁路管道(204)的涡轮发动机(104)，所述旁路管道(204)围绕发动机核心(203)，当所述涡轮发动机运转时，所述旁路管道输出旁路废气流(213)；
-用于从所述涡轮发动机排出压缩热空气的排出-获取装置(205)；
-包括排气管道(209)的机翼(102)，所述排气管道(209)用于朝向机身(101)传送已从所述涡轮发动机排出的压缩热空气；以及
-所述涡轮发动机借助于其从所述机翼悬垂的外挂架(105)，所述外挂架包括具有覆盖结构(303)的开口(302)，所述覆盖结构(303)突出至所述旁路废气流中并且背离所述旁路废气流留下狭缝(304)，所述外挂架和所述机翼被布置以使得气流路径(305)从所述机翼中的开口(211)延伸至所述覆盖结构所留下的所述狭缝。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述气流路径(305)围绕所述机翼(102)中的所述排气管道(209)。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述覆盖结构(303)包括相对于所述外挂架中的所述开口(302)倾斜的襟翼。
4.根据权利要求3所述的飞行器，其中所述襟翼倾斜成包括在10°至15°范围中的角度。
5.根据权利要求3所述的飞行器，所述飞行器包括用于控制所述襟翼(303)相对于所述外挂架中的所述开口(302)的倾斜(401)角度的襟翼控制模块(501)。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其中所述襟翼控制模块(501)适于将倾斜(401)角度控制在10°至15°范围中。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述外挂架(105)中的所述开口(302)在沿所述旁路废气流(213)的方向上具有包括在5cm与10cm之间的长度(402)。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述机翼(102)包括前缘(210)，所述排气管道(209)至少部分地位于所述机翼的所述前缘中。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述机翼(102)的所述前缘(210)包括所述开口(211)的至少一部分，所述气流路径(305)从所述开口(211)延伸至所述覆盖结构(303)所留下的所述狭缝(304)。
10.据权利要求9所述的飞行器，其中所述机翼(102)的所述前缘(210)中的所述开口(211)包括缝翼轨道切口(601)。
11.据权利要求9所述的飞行器，其中所述机翼(102)的所述前缘(210)中的所述开口(211)包括排泄孔。
12.根据权利要求8所述的飞行器，其中所述机翼(102)的所述前缘(210)包括复合材料。
13.一种用于根据权利要求1所述的飞行器(100)的结构组件(200)，所述结构组件包括涡轮发动机(104)可借助于其从机翼(102)悬垂的外挂架(105)，其中所述外挂架包括具有覆盖结构(303)的开口(302)，当所述涡轮发动机安装在所述外挂架上并运转时所述覆盖结构(303)从所述涡轮发动机突出至旁路废气流中，所述覆盖结构(303)背离所述旁路废气流留下狭缝(304)，所述外挂架被布置以使得当所述外挂架和所述机翼已组装时，气流路径(305)从所述机翼中的开口(211)延伸至所述覆盖结构所留下的所述狭缝。
14.一种操作飞行器(100)的方法，所述飞行器包括：
-设置有旁路管道(204)的涡轮发动机(104)，所述旁路管道(204)围绕发动机核心(203)，当所述涡轮发动机运转时所述旁路管道输出旁路废气流(213)；
-用于从所述涡轮发动机排出压缩热空气的排出-获取装置(205)；
-包括排气管道(209)的机翼(102)，所述排气管道(209)用于朝向机身(101)传送已从所述涡轮发动机排出的压缩热空气；以及
-所述涡轮发动机借助于其从所述机翼悬垂的外挂架(105)，所述外挂架包括具有覆盖结构(303)的开口(302)，所述覆盖结构(303)突出至所述旁路废气流中并且背离所述旁路废气流留下狭缝(304)，所述外挂架和所述机翼被布置以使得气流路径(305)从所述机翼中的开口(211)延伸至所述覆盖结构所留下的所述狭缝，
所述方法包括以下步骤：
-致动所述涡轮发动机，以使得所述旁路废气流沿所述覆盖结构流动，从而在所述覆盖结构所留下的所述狭缝附近产生抽吸效应，所述抽吸效应在气流路径中产生通风气流。
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