CN104136322B - 装有热交换器的涡轮发动机机舱 - Google Patents

装有热交换器的涡轮发动机机舱 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种涡轮发动机(2)的机舱(1)，包括至少一个限定外部气动表面的外部整流罩(3)和至少一个限定内部气动流动表面的内部整流罩(4)，所述表面在上游通过形成进气口唇缘(6)的前缘连接，所述涡轮发动机机舱包括至少一个与至少一个流通管道(13)相关联的热交换器(10)，该流通管道(13)形成至少一个通过热交换器的再循环回路并且包括至少一个流通区域(13a)，该流通区域(13a)至少部分地沿着与所述外部罩的至少一个壁相接触的外部整流罩延伸，以便允许通过传导与机舱的外部空气进行热交换。

Description

装有热交换器的涡轮发动机机舱
技术领域
本发明涉及一种装有用于冷却机油的系统的涡轮发动机机舱。
背景技术
飞机由一个或者几个推进组件推动，每个推进组件包括容纳在管状机舱的涡轮发动机。每个推进组件通过通常位于机翼下或者机翼上或者在机身上的桅杆固定到飞机上。
机舱通常具有这样一种结构，包括位于电机上游的进气口、用于包围涡轮发动机的风扇或者压缩机以及其外壳的中间部分、能够容纳推力反向装置和用于围绕涡轮发动机的燃烧室的下游部分，并且机舱通常终止于喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮发动机的下游。
通常，涡轮发动机包括由气体发生器通过传动装置组件驱动旋转的叶片系统(压缩机和可能的风扇或者非导管螺旋桨)。
提供了一种分配润滑剂的系统用于保证这些传动装置的良好润滑以及用于冷却它们。
因此，润滑剂也必须通过热交换器冷却。
为此，首先已知的方法在于：通过使用收集在机舱的第二通道(称为冷流)或压缩机的第一级之一的气体，通过气体/油型交换器的流通冷却润滑剂。
通过所述热交换器的气体的收集和流通，破坏了气流的流动并且引起了不希望的附加压头损失(阻力)。
特别地，根据计算，在带有减速器的风扇电机的情况下，表示相当于约1％耗油量的损失。
在机舱防冰系统的环境中已经出现了另一种解决方案。
实际上，在飞行中，根据温度与湿度的状况，可能在机舱上形成冰，尤其是在装备进气口部分的进气口唇缘的外表面上。
冰或者霜的存在改变了进气口的气动性能并且破坏了空气朝风扇的运动。此外，在冰块分离的情况下，机舱的进气口上霜的形成和发动机对冰的吸收可能损坏发动机或者机翼，以及对飞行安全构成威胁。
除去机舱外表面的冰的方法包括通过使有关表面维持在足够的温度来防止冰在外表面上形成。
因此，润滑剂的热量可以用来加热机舱的外表面，润滑剂因此被冷却并且能够再次用于润滑回路中。
文件US4782658和EP1479889，具体地描述了这种使用来自电机润滑剂的热量的防冰系统的实施。
更具体地，文件US4782658描述了使用通过铲斗(écope)收集和通过空气/油型交换器加热的外部空气帮助除冰的防冰系统。这种系统允许更好地控制所交换的热能，但是机舱外表面上铲斗的存在导致气动性能的损失。
文件EP1479889本身描述了使用了闭合回路空气/油型交换器的涡轮发动机的进气口结构的防冰系统，进气口结构的内部热空气通过通风器处于强制对流中。
值得注意的是，所述进气口结构是中空的并且形成了由交换器加热的除冰空气流通的密闭气室，所述交换器配置在该密闭气室内部。
因此，可用于除冰的热能取决于润滑剂的温度。
此外，进气口结构的交换面是固定且有限的，并且实际消散能量大体上取决于除冰所需的热量因此取决于外部条件。
这导致润滑剂的冷却，以及进气口温度的保持是难于控制的。
如指出的那样，提议的系统是难于根据要消散的热量和实际除冰需要进行调节的并且不适合实际需要尤其不适合飞行阶段。此外，所述唇缘的外表面单独不足以消散由润滑剂传导的所有热量，尤其如果涡轮发动机装配有消散大量热量的减速器。
因此，需要一种系统能够控制和优化电机润滑剂的冷却性能和除冰性能。
发明内容
为此，本发明涉及一种涡轮发动机的机舱，具有大体上管状结构并且包括至少一个限定外部气动表面的整流罩和至少一个通过涡轮发动机的限定内部气动流动表面的内部整流罩，所述外部和内部表面在上游通过形成进气口唇缘的前缘壁连接，所述涡轮发动机的机舱包括位于待加热的第一流体和待冷却的第二流体之间的至少一个热交换器，其特征在于，所述热交换器与待加热的第一流体的至少一个流通管道相关联，所述流通管道通过热交换器形成至少一个再循环回路并且包括第一流体的至少一个流通区域，所述流通区域至少部分地沿着与所述外部整流罩的至少一个壁相接触的外部整流罩延伸，以允许通过传导与机舱的外部空气进行热交换。
通过再循环回路，应该理解回路再循环整个流体。这意味着进入点和排放点通过热交换器和在循环管道的目的是连接排放点到进入点上。
因此，例如，通过电机润滑油的第一流体或者待冷却的另一热流体重新获得的热量，可以通过传导在外部整流罩上被消散。
例如，所述外部整流罩自然地具有比进气口唇缘的单独表面更加重要的可用的热交换表面，并且因此使得热消散更加有效并且更好地受控。
此外，所述表面不是前缘，它较少直接暴露于霜中，外部空气的流动因此保证了更加恒定的热消散。
在有利的方式下，外部整流罩上的第一流体的流通区域通过所述外部整流罩的至少一个双壁实现，该外部整流罩具有能够允许所述第一流体流通的内部空间。
优选地，第一流体的流通管道装配有所述第一流体的强制流通装置。
有利地，机舱包括通过进气口边缘的至少一个气室的第一流体的至少一个流通管道。
因此，通过提供几个散热区域，根据实际除冰需求和流体的温度以及明显地根据外部温度，可以优化分配到每个区域的热量。
在唇缘不需要除冰的情况下，待消散的热量可以被引向外部整流罩上的流通区域，因此降低使进气口唇缘材料过热的风险。相反地，在除冰热量需求更为重要的情况下，流体可以优先地被引向唇缘结构。
仍然有利地，通过进气口唇缘的第一流体的流通管道包括通过热交换器的至少一个再流通部分。
为了更密切地遵循除冰需求，机舱包括至少一个加热第一流体的补充装置，该补充装置尤其为电加热装置。
因此，在待冷却的流体(尤其为电机润滑剂)温度，是不足的或者阻止收集用于除冰需求的足够热量的情况下，第一流体可以通过补充加热装置加热到需要的温度。
根据第一实施例，附加加热装置大体上位于热交换器上。
根据第二实施例，可能是补充的，附加加热装置远离热交换器的系统并且配置在第一流体的特定流通管道上。
有利地，第一流体的流通管道装配有至少一个调节阀。
优先地，第一流体是空气，热交换器是空气/油型交换器，并且石油是涡轮发动机的电机润滑剂。
可选地，第一流体是液体。仍然有利地，第一流体在其流通期间经历至少一个相变。
在有利的方式下，第一流体的流通管道包括至少一个用于收集第一流体的装置，特别地以有利地设置在风扇下游或者压缩机第一级之一的下游处的收集铲斗的形式，所述铲斗优选地装配有至少一个调节阀。
在有利地补充方式下，第一流体的流通管道包括至少一个用于排出第一流体的装置，以排放铲斗的形式，所述铲斗优选地装配有至少一个调节阀。
所述收集和排放铲斗可以在外部整流罩(优先地)或者在内部整流罩上打开。
根据有利的实施例，机舱的外部整流罩包括涡轮发动机的挂架的外部整流罩，并且第一流体的再循环回路的流通区域至少部分地沿着所述挂架的外部整流罩延伸，优先地在用于暴露于围绕机舱的外部空气流的表面上延伸。
本发明还涉及一种包括容纳在机舱内部的涡轮发动机的飞机推进组件，其特征在于，所述机舱是根据本发明的机舱。
附图说明
本发明将根据下面参照附图的详细描述被更好地理解，其中：
-图1是根据本发明的包括用于冷却电机润滑油回路的涡轮发动机机舱(风扇涡轮发动机)的上游部分的局部示意图，
-图2到5代表通过图1的机舱冷却回路的第一流体的不同流通模式，
-图6和7是允许第一流体流通的外部整流罩的双壁的示意图，
-图8是根据本发明的可选实施例的涡轮发动机的机舱的上游部分的示意图，
-图9是根据本发明的另一个可选实施例的涡轮发动机的机舱的上游部分的示意图，其中第一流体是在其流通期间经受相变的液体，
-图10到12说明了关于带有推进器的涡轮发动机机舱的本发明的实施。
具体实施方式
涡轮发动机的机舱1构成了涡轮发动机2的外壳并且具有大体上的管状结构，该管状结构包括限定外部气动表面的外部整流罩3和限定通过所述涡轮发动机以及特别地通过风扇5的内部气动流动表面的内部整流罩4。
外部整流罩3和内部整流罩4在上游由构成机舱前缘的进气口唇缘6的壁连接。
机舱的外部整流罩3和内部整流罩4限定容纳一冷却系统的内部空间，该冷却系统冷却涡轮发动机2的电机润滑剂。
冷却系统包括一方面由待冷却的润滑剂(第二流体)、另一方面由待加热的空气(第一流体)供应的空气/油型的热交换器10。
润滑剂通过涡轮发动机的泵系统(未示出)以及穿过涡轮发动机的支架臂2a和穿过空气循环流的流通管道111被送到交换器。
冷却空气通过交换器10并且通过流通管道系统13流通，在交换器10处它重新获得润滑剂(对它进行冷却)的部分热量，在系统13处允许将它带到冷区，在该冷区它能够在通过交换器的新循环之前疏散掉其热量。
冷却空气可以在闭合回路中流通或者可以通过收集和疏散空气进行更新。
流通管道系统13将被详细地描述。
流通管道系统13具有连接到交换器10的排气口的第一端11和连接到交换器10的进气口的第二端12。
因此，第一端11从交换器10接收由润滑剂加热的空气以期通过所述流通管道分散它，而第二端12接收供给交换器10的冷空气以期通过润滑剂对它进行加热。
在第一端11和第二端12之间，流通管道系统包括加热的空气的几个流通区域。
根据本发明，流通管道系统13包括通过交换器形成再循环回路的空气循环回路，也就是说，在第一端11和第二端12之间延伸，通过这种方式以便允许空气通过交换器连续再循环，所述再循环回路包括沿着与所述整流罩的壁相接触的外部整流罩3延伸的空气流通区域13a，通过这种方式以便允许通过对流与机舱的外部空气进行热交换。
流通区域13a更加特别地可在所述外部整流罩3的双壁的内部空间中实现(见图6和7)。
流通管道系统13进一步包括另一个流通回路，即通过进气口唇缘6的除冰室的流通回路13b。
另外，每个流通回路13a和13b装配有对应的调节阀14a、14b。
流通管道系统13在其末端12装配有提供给交换器10的收集冷空气的铲斗15，该铲斗在涡轮发动机的空气循环流并且在风扇5的下游或者涡轮发动机的压缩机的第一级之一的下游处在内部整流罩4处打开。
流通管道系统13在其末端11装配有排气管道的交换器的排气口，排气管道包括在外部整流罩3处打开的排放铲斗16。
系统13最后在其末端12为交换器10提供通风器17，通风器17允许冷却空气通过交换器10和流通管道系统13强制对流。
值得注意的是，交换器10通过附加细丝电阻171实现在需要时将补充的热量带给空气，如果润滑液体的温度对于除冰需求特别地过低的话。
在随后的实施例中可见，所述电阻171明显可远离交换器10的系统并且被放置在流通管道的另一个位置上，尤其在进气口6的除冰回路13b上。
图2示出了当流通系统13处于进气口唇缘6的除冰模式下时的冷却空气的流通。
在这种模式下，更通常地在巡航飞行时，流通系统13在闭合回路下运行并且收集铲斗15和排放铲斗16关闭。
调节除冰回路的阀14b打开，而沿着外部整流罩3的流通区域13a的阀14a关闭。
图3示出了当流通系统13处于进气口唇缘6的非除冰模式时冷却空气的流通。
在这种模式下，流通系统13在闭合回路下运行并且收集铲斗15和排放铲斗16关闭。
调节除冰回路的阀14b关闭，而沿着外部整流罩3的流通区域13a的阀14a打开。
图4示出了起飞时冷却空气的流通(高外部温度)。
在这种模式下，流通系统13在开路下运行并且收集铲斗15和排放铲斗16打开。通风器17在运转。
调节除冰回路的阀14b关闭，而沿着外部整流罩3的流通区域13a的阀14a打开。
图5示出了在地面慢行运行期间的冷却空气的流通(高外部温度，机舱周围的气流速度低或者为零以及低涡轮发动机功率)。
在这种模式下，流通系统13在开路下运行并且收集铲斗15和排放铲斗16打开。为了增加通过交换器10的冷空气的流速，通风器17在运转。
调节除冰回路的阀14b关闭，沿着外部整流罩3的流通区域13a的阀14a也关闭。
由于空气的收集和排放，闭合回路下的运行允许限制气动破坏。特别在巡航时期，空气的外部速度足够并且外部温度对于保证必要的交换足够低，没有必要收集附加空气。这允许防止由于压缩机或者风扇上的损失而导致的涡轮发动机的过量消耗。
相反地，起飞时，涡轮发动机的功率处于其最大值并且气动破坏具有较小的影响，可以实现空气的最大收集。
在地面慢行时，为了增加穿过交换器的空气流速以及从而增加润滑剂的冷却能力通风器17将被激活。在收集空气的情况下，通风器17也将增加收集的空气的流速。
值得注意的是，如果除冰阀14b堵塞，交换器10传送的除冰空气的温度将不会超过润滑剂的最大温度，即大约是180摄氏度。这允许限制由唇缘6见证的超温并且增加其服务寿命。
明显地，通过例子给出了不同的操作模式，根据除冰、热消散和润滑剂冷却需求等，阀14a、14b，铲斗15、16，流通管道13a、13b，通风器17和电阻171可以被激活或不独立和被结合。
图6示出了外部整流罩3的壁以双壁的形式限定内部空间(箭头)，在该内部空间内，待冷却的气流可以流通。所述双壁的内部空间因此构成至少部分地沿着外部整流罩延伸的流通区域并且允许通过传导与机舱外部空气的进行热交换。
图7是图6的壁的截面图。为了保证维持双壁和保持流通空间，设置了内部加强件35。
图8示出了可选实施例，其中附加细丝电阻171远离进气口唇缘6的除冰流通回路13b系统。它位于阀14b之后并位于唇缘6的除冰室之前。
图9示出了可选实施例，其中液体代替空气用作冷却液。此外，所述液体在其循环期间经受相变。
更准确地来说，电机润滑剂在交换器10中被冷却并且将其热量留给冷却液。
冷却液被选择以使得收集的热量使它在通过流通管道系统13流通之前蒸发。
在其流通期间，在根据本发明的外部整流罩3上，或者例如在通过其除冰室的进气口唇缘6上，蒸发的冷却液被冷却。
这样做，蒸发的冷却液再浓缩并且重力把它拉到机舱的底部，然后其被泵18泵送到交换器中。
同样适用于在双壁13a中流通的液体。
冷却液的流通因此在闭合回路中实现。
液体在其循环期间经受相变的事实允许其交换更加重要的热量并且具有高的唇缘6除冰能力以及更加重要的润滑剂的冷却能力。
在补充方式下，交换器10可以保持装配有附加加热装置17。
还有，在补充方式下，交换器10可以是允许冷却组成空气流通的三重交换器。
图10到12说明了对于带有后部推进器101的涡轮发动机的机舱100的发明的实施。
图10的装配机舱的冷却装置类似于上述装置，差别在于它不包括除冰流通管道(而这是有可能的)，并且它包括通向外部整流罩3的空气收集阀15’。
在图11代表的可选实施例中，空气15”的收集在涡轮发动机的压缩机的第一级上实现。
在巡航期间，操作将主要在闭合回路上执行。对于其他的操作模式，空气能够从外部或者在压缩机的第一级中收集到。
图12示出了可选实施例，其中机舱的外部整流罩3包括涡轮发动机的挂架P的外部整流罩3a，以及至少部分地沿着挂架P的外部整流罩3a延伸的第一流体的再循环回路的流通区域13a，优先地在旨在曝露于绕着机舱的外部气流中的表面上延伸。
为了获得包括在地面慢行期间润滑剂的冷却空气的重要冷却，也特别地允许使用推进器101的吸力。
因此，可能没有必要提供空气的收集和排放。冷却润滑剂的装置因此可以在闭合回路下运行并且不会朝推进器的叶片传送热空气。
尽管本发明已经通过具体的实施例进行描述，但很明显它绝不局限于此并且它包括描述的装置的所有技术等同方案，以及它们的结合均应该落在本发明的范围之内。

Claims (21)

1.一种涡轮发动机的机舱(1)，具有大体上管状结构并且包括至少一个限定外部气动表面的外部整流罩(3)和至少一个通过涡轮发动机限定内部气动流动表面的内部整流罩(4)，所述外部和内部表面在上游通过形成进气口唇缘(6)的前缘壁连接，所述涡轮发动机的机舱包括至少一个位于待加热的第一流体和待冷却的第二流体之间的热交换器(10)，其特征在于，所述热交换器与待加热的第一流体的至少一个流通管道(13)相关联，所述流通管道(13)通过热交换器形成至少一个再循环回路并且包括第一流体的至少一个流通区域(13a)，所述流通区域(13a)至少部分地沿着与所述外部整流罩的至少一个壁相接触的外部整流罩延伸，以允许通过传导与机舱的外部空气进行热交换，在外部整流罩处的第一流体的流通区域(13a)通过所述外部整流罩(3)的至少一个双壁实现，该外部整流罩具有能够允许所述第一流体流通的内部空间。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述第一流体的流通管道(13)装配有所述第一流体的强制流通装置(17、18)。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，它包括通过进气口唇缘(6)的至少一个气室的第一流体的至少一个流通管道(13b)，以实现除冰。
4.根据权利要求3所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，通过进气口唇缘的第一流体的流通管道(13b)包括通过所述热交换器的至少一个再流通部分。
5.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，它包括加热第一流体的至少一个附加装置(171)。
6.根据权利要求5所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述附加装置为电加热装置。
7.根据权利要求5所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，附加装置(171)位于热交换器(10)上。
8.根据权利要求5所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，附加装置(171)远离热交换器(10)系统并且配置在第一流体的特定流通管道(13)上。
9.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，第一流体的流通管道(13)装配有至少一个调节阀(14a，14b)。
10.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，第一流体是空气，热交换器(10)是空气交换器或油型交换器。
11.根据权利要求10所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述第二流体是所述涡轮发动机(2)的电机润滑剂。
12.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述第一流体是液体。
13.根据权利要求12所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述第一流体在其流通期间经受至少一个相变。
14.根据权利要求10所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，第一流体的流通管道(13)包括至少一个用于收集第一流体的装置(15)。
15.根据权利要求14所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述装置(15)以收集铲斗的形式出现，所述铲斗装配有至少一个调节阀。
16.根据权利要求15所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述收集铲斗位于的位置在包括涡轮发动机(2)的风扇的下游位置和在涡轮发动机的压缩机的第一级之一上的位置的组中选择。
17.根据权利要求14所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，第一流体的流通管道(13)包括用于排出第一流体的至少一个装置。
18.根据权利要求17所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，所述装置以排放铲斗(16)的形式出现，所述铲斗装配有至少一个调节阀。
19.根据权利要求1或2所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，第一流体的再循环回路的流通区域至少部分地沿着连接涡轮发动机到飞机的挂架(P)的外部整流罩延伸。
20.根据权利要求19所述的涡轮发动机的机舱(1)，其特征在于，第一流体的再循环回路的流通区域至少部分地在用于暴露于围绕机舱的外部空气流的表面(3a)上延伸。
21.一种包括容纳在机舱(1)中的涡轮发动机(2)的飞机推进组件，其特征在于，所述机舱是根据权利要求1到20中的任一项所述的机舱。
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Families Citing this family (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010051517A1 (de) * 2010-11-16 2012-05-16 Airbus Operations Gmbh Flugzeugaußenhautwärmetauscher, Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugaußenhautwärmetauschers
US9765694B2 (en) * 2012-08-07 2017-09-19 Unison Industries, Llc Gas turbine engine heat exchangers and methods of assembling the same
US9157446B2 (en) 2013-01-31 2015-10-13 Danfoss A/S Centrifugal compressor with extended operating range
EP2961965A4 (en) * 2013-02-26 2016-12-07 United Technologies Corp PLURIETAGED AIR FLOW MANAGEMENT
FR3007738B1 (fr) * 2013-06-28 2015-07-31 Aircelle Sa Dispositif de degivrage et de conditionnement pour aeronef
US9382911B2 (en) 2013-11-14 2016-07-05 Danfoss A/S Two-stage centrifugal compressor with extended range and capacity control features
CN104675524B (zh) * 2013-11-27 2017-01-18 中航商用航空发动机有限责任公司 分流环、发动机防冰装置以及涡扇发动机
FR3018503B1 (fr) * 2014-03-13 2017-10-13 Snecma Nacelle comprenant un echangeur pour refroidir un flux d'air
CN105089802B (zh) * 2014-05-22 2017-02-01 中航商用航空发动机有限责任公司 一种航空燃气轮机用防冰装置及方法
FR3027624B1 (fr) * 2014-10-27 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Circuit de degivrage d'une levre d'entree d'air d'un ensemble propulsif d'aeronef
EP3018304B1 (en) 2014-11-06 2020-10-14 United Technologies Corporation Thermal management system for a gas turbine engine
US20160160758A1 (en) * 2014-12-08 2016-06-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine nacelle anti-icing system
DE102015203218A1 (de) * 2015-02-23 2016-08-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk mit Ölkühler in der Triebwerksverkleidung
ITUB20151085A1 (it) 2015-05-28 2016-11-28 Alenia Aermacchi Spa Gondola per motore aeronautico con sistema antighiaccio utilizzante un fluido bifase.
US10144521B2 (en) * 2015-08-04 2018-12-04 Hamilton Sundstrand Corporation Electric compressor for use with a wing anti-ice system
FR3041703B1 (fr) * 2015-09-29 2019-08-16 Safran Nacelles Dispositif de degivrage pour levre d’entree d’air de nacelle de turboreacteur d’aeronef
CN105599906A (zh) * 2016-01-28 2016-05-25 南京航空航天大学 采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法
CN109072930B (zh) 2016-02-04 2021-08-13 丹佛斯公司 离心压缩机和操作离心压缩机的方法
US10315754B2 (en) 2016-06-10 2019-06-11 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
US10823061B2 (en) * 2016-07-15 2020-11-03 General Electric Company Engine air inlet having a double-panel heated wall
FR3054204B1 (fr) 2016-07-20 2020-01-24 Safran Nacelles Nacelle de turbomoteur comportant un dispositif de refroidissement
FR3054856B1 (fr) * 2016-08-03 2018-09-07 Airbus Operations Sas Turbomachine comportant un systeme de gestion thermique
US10443497B2 (en) * 2016-08-10 2019-10-15 Rolls-Royce Corporation Ice protection system for gas turbine engines
US11105340B2 (en) * 2016-08-19 2021-08-31 General Electric Company Thermal management system for an electric propulsion engine
US11060457B2 (en) * 2016-12-02 2021-07-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooling system and method for gas turbine engine
US20180171871A1 (en) * 2016-12-15 2018-06-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Surface Cooler with Flow Recirculation
CN107100738A (zh) * 2016-12-19 2017-08-29 浙江科技学院 一种蜗扇发动机的防结冰装置
US20180229850A1 (en) * 2017-02-15 2018-08-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-icing system for gas turbine engine
FR3065490B1 (fr) * 2017-04-24 2019-07-12 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour aeronef comportant des echangeurs de chaleur air-liquide
FR3072421B1 (fr) * 2017-10-18 2019-09-27 Airbus Operations Levre d'entree d'air d'un moteur d'aeronef comportant un systeme de degivrage
FR3072649B1 (fr) * 2017-10-20 2019-11-08 Airbus Operations Systeme de protection contre le givre pour nacelle de moteur d'aeronef
US11292604B2 (en) * 2017-10-23 2022-04-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated heat management for hybrid propulsion
US10683076B2 (en) 2017-10-31 2020-06-16 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
US11293293B2 (en) 2018-01-22 2022-04-05 Coflow Jet, LLC Turbomachines that include a casing treatment
CN110159358B (zh) * 2018-02-14 2022-02-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 级间机匣
US11035295B2 (en) * 2018-04-18 2021-06-15 Lockheed Martin Corporation Engine nacelle heat exchanger
US11111025B2 (en) * 2018-06-22 2021-09-07 Coflow Jet, LLC Fluid systems that prevent the formation of ice
CN109229339A (zh) * 2018-08-30 2019-01-18 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种直升机动力舱前部整流罩
FR3088961A1 (fr) * 2018-11-22 2020-05-29 Airbus Operations (S.A.S.) Turbomachine équipée d’un système de dégivrage de l’entrée d’air.
EP3666655B1 (en) * 2018-12-14 2021-07-14 Airbus Operations (S.A.S.) Aircraft propulsion system including a heat exchanger system
FR3094749B1 (fr) * 2019-04-03 2021-11-19 Safran Nacelles Système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef
US11384687B2 (en) * 2019-04-04 2022-07-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Anti-icing system for gas turbine engine
GB2600584B (en) 2019-07-23 2024-03-06 Coflow Jet Llc Fluid systems and methods that address flow separation
US10730635B1 (en) 2019-08-23 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Engine wing
FR3100228B1 (fr) * 2019-08-30 2022-10-28 Airbus Operations Sas Système électropneumatique de protection contre le givre pour aéronef, et ensemble propulsif et aéronef pourvus d’un tel système.
US11326519B2 (en) 2020-02-25 2022-05-10 General Electric Company Frame for a heat engine
FR3107563A1 (fr) * 2020-02-25 2021-08-27 Airbus Operations Ensemble propulsif pour aeronef comportant un systeme de ventilation
US11255264B2 (en) 2020-02-25 2022-02-22 General Electric Company Frame for a heat engine
US11560843B2 (en) 2020-02-25 2023-01-24 General Electric Company Frame for a heat engine
US11300049B2 (en) * 2020-03-09 2022-04-12 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Inlet guide vane draw heat exchanger system
CN111591452B (zh) * 2020-04-03 2021-11-26 湖北吉利太力飞车有限公司 垂起飞行器的通风装置及控制方法
CN111577466A (zh) * 2020-06-22 2020-08-25 中国航空发动机研究院 航空发动机防冰引气预热与涡轮冷却引气预冷系统
CN112455693A (zh) * 2020-12-02 2021-03-09 唐建平 一种航空航天用换气装置
US11415051B2 (en) 2020-12-22 2022-08-16 General Electric Company System for lubricating components of a gas turbine engine including a lubricant bypass conduit
CN112758312A (zh) * 2020-12-30 2021-05-07 阿坝师范学院 一种高原用多旋翼无人机
CN114151149B (zh) * 2021-10-20 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种燃气涡轮发动机燃滑油热管理与防冰综合控制系统
FR3130893B1 (fr) 2021-12-21 2023-11-17 Safran Système de refroidissement d’un liquide de lubrification d’une turbomachine d’aéronef
FR3139116A1 (fr) * 2022-08-30 2024-03-01 Airbus Operations Nacelle d’un moteur d’aéronef comportant un échangeur de chaleur amélioré
US20240190573A1 (en) * 2022-12-13 2024-06-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft thermal anti-icing system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4782658A (en) * 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
EP1479889A2 (en) * 2003-05-21 2004-11-24 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine and intake for a gas turbine engine with a device to prevent ice forming
CN101135250A (zh) * 2006-08-31 2008-03-05 通用电气公司 用于涡轮机的基于热导管的冷却设备及方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2820601A (en) * 1953-03-09 1958-01-21 Northrop Aircraft Inc Movable wing tip
US3981466A (en) * 1974-12-23 1976-09-21 The Boeing Company Integrated thermal anti-icing and environmental control system
US4482114A (en) * 1981-01-26 1984-11-13 The Boeing Company Integrated thermal anti-icing and environmental control system
US5683062A (en) * 1995-02-27 1997-11-04 General Electric Company Aircraft anti-insect system
US6371411B1 (en) * 1999-11-23 2002-04-16 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US6688558B2 (en) * 1999-11-23 2004-02-10 The Boeing Company Method and apparatus for aircraft inlet ice protection
US7454894B2 (en) * 2004-12-07 2008-11-25 United Technologies Corporation Supplemental oil cooler airflow for gas turbine engine
US7823374B2 (en) * 2006-08-31 2010-11-02 General Electric Company Heat transfer system and method for turbine engine using heat pipes

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4782658A (en) * 1987-05-07 1988-11-08 Rolls-Royce Plc Deicing of a geared gas turbine engine
EP1479889A2 (en) * 2003-05-21 2004-11-24 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine and intake for a gas turbine engine with a device to prevent ice forming
CN101135250A (zh) * 2006-08-31 2008-03-05 通用电气公司 用于涡轮机的基于热导管的冷却设备及方法

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CN104136322A (zh) 2014-11-05
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FR2987602A1 (fr) 2013-09-06

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