CN107882637A - 用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统 - Google Patents

用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN107882637A
CN107882637A CN201710907402.3A CN201710907402A CN107882637A CN 107882637 A CN107882637 A CN 107882637A CN 201710907402 A CN201710907402 A CN 201710907402A CN 107882637 A CN107882637 A CN 107882637A
Authority
CN
China
Prior art keywords
fin
cooler
fin component
component
flexible
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201710907402.3A
Other languages
English (en)
Inventor
J.A.卡雷特罗贝尼诺斯
W.J.小安特尔
W.D.格斯特勒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107882637A publication Critical patent/CN107882637A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D1/03—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with plate-like or laminated conduits
    • F28D1/0366—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with plate-like or laminated conduits the conduits being formed by spaced plates with inserted elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D1/04—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with tubular conduits
    • F28D1/047—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with tubular conduits the conduits being bent, e.g. in a serpentine or zig-zag
    • F28D1/0471—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with tubular conduits the conduits being bent, e.g. in a serpentine or zig-zag the conduits having a non-circular cross-section
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D7/00—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D7/005—Heat-exchange apparatus having stationary tubular conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits for only one medium being tubes having bent portions or being assembled from bent tubes or being tubes having a toroidal configuration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F1/00—Tubular elements; Assemblies of tubular elements
    • F28F1/02—Tubular elements of cross-section which is non-circular
    • F28F1/022—Tubular elements of cross-section which is non-circular with multiple channels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
    • F28F3/02—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations
    • F28F3/022—Elements or assemblies thereof with means for increasing heat-transfer area, e.g. with fins, with recesses, with corrugations the means being wires or pins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/98—Lubrication
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F2215/00—Fins
    • F28F2215/14—Fins in the form of movable or loose fins
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

本发明涉及用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统。具体而言，表面冷却器包括管道、具有外表面的本体，以及布置成翅片部件的阵列的多个翅片部件。管道限定入口、出口和在入口和出口之间延伸的内部流径。管道构造成将待冷却的流体流从入口引导到所述出口。管道延伸通过本体。翅片部件的阵列中的各个翅片部件从本体的外表面延伸。各个翅片部件由有弹性且柔韧的导热材料制造。

Description

用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统
技术领域
本公开的领域大体涉及燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及用于燃气涡轮发动机中的表面冷却器的系统和设备。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括一个或多个油冷却系统，其构造成冷却和润滑燃气涡轮发动机的构件。一些燃气涡轮发动机包括空气-油表面冷却器，或换热器，换热器附连到例如飞机的表面，诸如机舱，或者燃气涡轮发动机的外表面。这样的空气-油表面冷却器使用风扇空气和/或外部空气来冷却流过空气-油表面冷却器的油。已知的空气-油表面冷却器包括突出到燃气涡轮发动机的旁通空气流通路中的刚性翅片。刚性翅片促使热从经加热的油传递到相对冷的风扇空气。
然而，由于使用了刚性材料，一些已知的空气-油表面冷却器的效率低下。例如，在一些已知的燃气涡轮发动机中，冷却流体流动角度部分地基于燃气涡轮发动机的运行状况改变方向。在已知的空气-油表面冷却器中使用的刚性材料具有固定且刚性的几何构造，这促进对流过旁通空气流通路的冷却流体的变化的流动角度产生压力损失和摩擦损失，其会降低发动机的燃料效率。
另外，一些已知的空气-油表面冷却器在大小上设置成移除从油中预定量的热。但是，已知的燃气涡轮发动机在一定范围的发动机速度下运行。例如，在基态/空闲状态下，风扇空气以减小的流率流过机舱，而在稳态巡航状况下，风扇空气以增大的流率流过机舱。因而，为了在减小的风扇空气流率下移除预定量的热，已知的空气-油表面冷却器的大小增大且重量也因而增大，这与在增大的风扇空气流率下所需的相反。当暴露于增大的风扇空气流率时，空气-油表面冷却器的大小增大会促进摩擦损失增大。
发明内容
在一个方面，提供了一种表面冷却器。表面冷却器包括管道，管道限定入口、出口和在它们之间延伸的内部流径。管道构造成将待冷却的流体流从入口引导到出口。另外，表面冷却器包括本体，本体具有外表面。管道延伸通过本体。表面冷却器还包括多个翅片部件，它们构造成翅片部件的阵列。多个翅片部件中的各个翅片部件远离外表面延伸。各个翅片部件由有弹性且柔韧的导热材料制造。
在另一方面，提供了一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括风扇组件，风扇组件包括旁通空气流道。另外，燃气涡轮发动机包括核心发动机，核心发动机具有表面冷却器。表面冷却器包括管道，管道限定入口、出口和在它们之间延伸的内部流径。管道构造成将待冷却的流体流从入口引导到出口。另外，表面冷却器包括本体，本体具有外表面。管道延伸通过本体。表面冷却器还包括多个翅片部件，它们构造成翅片部件的阵列。多个翅片部件中的各个翅片部件远离外表面延伸。各个翅片部件由有弹性且柔韧的导热材料制造。翅片部件的阵列延伸到旁通空气流道中。
技术方案1. 一种表面冷却器，包括：
管道，其限定入口、出口和在它们之间延伸的内部流径，所述管道构造成将待冷却的流体流从所述入口引导到所述出口；
包括外表面的本体，所述管道延伸通过所述本体；以及
多个翅片部件，它们联接到所述外表面上且构造成翅片部件的阵列，所述多个翅片部件中的各个翅片部件远离所述外表面延伸，所述各个翅片部件由有弹性且柔韧的导热材料制造。
技术方案2. 根据技术方案1所述的表面冷却器，其中，翅片部件的所述阵列包括针状翅片阵列。
技术方案3. 根据技术方案2所述的表面冷却器，其中，所述各个翅片部件包括基本三角形的截面。
技术方案4. 根据技术方案1所述的表面冷却器，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有小于大约1×109帕斯卡(Pa)的杨氏模量。
技术方案5. 根据技术方案4所述的表面冷却器，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有小于大约1×108 Pa的杨氏模量。
技术方案6. 根据技术方案1所述的表面冷却器，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有大于大约1瓦每米开尔文(W/-mK)的导热率。
技术方案7. 根据技术方案6所述的表面冷却器，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有大于大约10 W/-mK的导热率。
技术方案8. 根据技术方案1所述的表面冷却器，其中，翅片部件的所述阵列包括线性翅片布置，所述线性翅片布置包括所述多个翅片部件中的两个或更多个翅片部件，所述两个或更多个翅片部件布置成相对于彼此交错的型式。
技术方案9. 根据技术方案8所述的表面冷却器，其中，所述两个或更多个翅片部件包括第一翅片部件和第二翅片部件，所述第一翅片部件和所述第二翅片部件包括三角形的截面，其中所述第一翅片部件围绕所述第一翅片部件的纵向轴线相对于所述第二翅片部件旋转大约180°。
技术方案10. 根据技术方案1所述的表面冷却器，其中，翅片部件的所述阵列构造成接收与翅片部件的所述阵列处于热传递连通的冷却剂流。
技术方案11. 一种涡轮发动机，包括：
风扇组件，其包括旁通空气流道；以及
核心发动机，其包括表面冷却器，所述表面冷却器包括：
管道，其限定入口、出口和在它们之间延伸的内部流径，所述管道构造成将待冷却的流体流从所述入口引导到所述出口；
包括外表面的本体，所述管道延伸通过所述本体；以及
多个翅片部件，它们联接到所述外表面上且构造成翅片部件的阵列，所述多个翅片部件中的各个翅片部件远离所述外表面延伸，所述各个翅片部件由有弹性且柔韧的导热材料制造，其中，翅片部件的所述阵列延伸到所述旁通空气流道中。
技术方案12. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，翅片部件的所述阵列包括针状翅片阵列。
技术方案13. 根据技术方案12所述的涡轮发动机，其中，所述各个翅片部件为基本圆柱形的，从而具有基本圆形的截面。
技术方案14. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有小于大约1×109帕斯卡(Pa)的杨氏模量。
技术方案15. 根据技术方案14所述的涡轮发动机，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有小于大约1×108 Pa的杨氏模量。
技术方案16. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有大于大约1瓦每米开尔文(W/m-K)的导热率。
技术方案17. 根据技术方案16所述的涡轮发动机，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料具有大于大约10 W/m-K的导热率。
技术方案18. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述有弹性且柔韧的导热材料包括种有导热微粒的聚合物和金属中的至少一者。
技术方案19. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，翅片部件的所述阵列包括线性翅片布置，所述线性翅片布置包括第一翅片部件和第二翅片部件，所述第一翅片部件和所述第二翅片部件包括三角形的截面，其中所述第一翅片部件围绕所述第一翅片部件的纵向轴线相对于所述第二翅片部件旋转大约180°。
技术方案20. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述风扇组件构造成将冷却剂流供应到所述旁通空气流道，翅片部件的所述阵列构造成接收与翅片部件的所述阵列处于热传递连通的所述冷却剂流。
附图说明
当参照附图来阅读以下详细描述时，本公开的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解，在附图中，相似的符号表示贯穿附图相似的部件，其中：
图1是示例性燃气涡轮的示意性截面图；
图2是用于在图1的燃气涡轮发动机中使用的表面冷却器的示意图；
图3是图2的表面冷却器的表面冷却器入口和出口的放大示意图；
图4是在第一定向中显示的图2的表面冷却器的一部分的示意性轴向视图；
图5是在第一定向中显示的图2的表面冷却器的一部分的示意性径向视图；
图6是在第二定向中显示的图2的表面冷却器的一部分的示意性轴向视图；
图7是在第二定向中显示的图2的表面冷却器的一部分的示意性径向视图；
图8是图2的表面冷却器的一部分的放大的示意性径向视图，显示了安装到表面冷却器的本体上的翅片部件；
图9是备选表面冷却器的一部分的放大的示意性径向视图，显示了用于翅片部件的备选安装构造；
图10是显示了用于图2的表面冷却器的备选翅片布置的三种运行状况的模型的示意性透视图；以及
图11是图10的模型的正视图。
除非另有指示，本文提供的附图意在示出本公开的实施例的特征。相信这些特征适用于包括本公开的一个或多个实施例的各种各样的系统。因而，附图不意在包括本领域普通技术人员已知的实践本文公开的实施例所需的所有常规特征。
部件列表
100 涡轮风扇发动机
102 纵向轴线
104 压缩机区段
106 涡轮区段
108 外部径向表面
114 风扇组件
116 核心涡轮发动机
118 外壳
120 环形入口
122 LP压缩机
124 HP压缩机
126 燃烧区段
128 HP涡轮
130 LP涡轮
132 排气喷嘴区段
134 HP轴或转轴
136 LP轴或转轴
137 核心空气流径
138 风扇
140 风扇叶片
142 盘
144 PCM
146 动力齿轮箱
148 前毂
150 机舱
151 内部径向表面
152 出口导向导叶
153 后缘
154 下游区段
156 旁通空气流道
157 表面冷却器
158 空气
160 入口
162 空气的第一部分
164 空气的第二部分
166 燃烧气体
168 HP涡轮定子导叶
170 HP涡轮转子叶片
172 LP涡轮定子导叶
174 LP涡轮转子叶片
176 风扇喷嘴排气区段
178 热气路径
200 表面冷却器
201 本体
202 外表面
203 管道
204 翅片部件
206 内部流径
208 入口
210 出口
212 表面
214 材料
802 定位孔口
900 表面冷却器
902 翅片部件
904 本体
906 上表面
908 内部流径
910 定位孔口
912 联接部分
1000 示例模型
1002 翅片布置
1004 静态定向
1006 低流动定向
1008 高流动定向
1010 截面
1012 翅片部件
1014 翅片部件
1016 间隙。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求中，将参照多个用语，应限定这些用语以使它们具有以下含义。
单数形式“一个”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。
“可选的”或“可选地”意指后面描述的事件或情形可能发生或者可能不发生，并且该描述包括该事件发生的情况和该事件不发生的情况。
如本文贯穿说明书和权利要求中使用的近似用语可用来修饰可允许在不导致与其有关的基本功能改变的情况下改变的任何数量表达。因此，由诸如“大约”、“大致”和“基本”的一个或多个用语修饰的值不意在局限于确切值。在至少一些情况下，近似用语可对应于用于测量值的仪器的精度。在这里以及贯穿说明书和权利要求，范围限制可结合和/或互换；确认这样的范围并且其包括其中含有的所有子范围，除非上下文或语言另有规定。
以下详细描述通过示例而不通过限制示出了本公开的实施例。虽然本文描述成与用于在燃气涡轮发动机中使用的表面冷却器相关联，但构想到本公开中描述的系统和设备可普遍应用于与其它冷却器和/或换热器相关联的系统和设备。
本文描述的表面冷却器组件的实施例从燃气涡轮发动机组件中移除热，即，冷却燃气涡轮发动机组件中的油和/或其它流体。至少部分地包围燃气涡轮发动机的机舱在其之间形成风扇旁通空气流道。表面冷却器组件包括空气-油表面冷却器，在一个示例中，空气-油表面冷却器在机舱的内部径向表面上，或者在燃气涡轮发动机的暴露于流过风扇旁通空气流道的外部径向表面上。另外，在一些示例中，表面冷却器安装在飞机的暴露于外部空气流的外表面上。空气-油表面冷却器包括用于引导油通过表面冷却器内部通道的第一流径和用于将空气引导到外表面上的翅片附近的外表面。设置在表面冷却器的外表面上的翅片突出到风扇旁通空气流道中。表面冷却器通过使流过第一流径的油中的热与风扇旁通空气流道中的风扇空气交换来冷却油。另外，在机舱和燃气涡轮发动机之间延伸的出口导向导叶引导空气流通过机舱。油流过第一流径，并且空气在外表面上的翅片附近流动。表面冷却器的外表面上的翅片是柔韧且有弹性的，能够沿通过出口导向导叶的空气流的方向移动和弯曲，以有利于高效地引导空气流通过风扇旁通空气流道来减小风扇空气压力损失。
本文描述的表面冷却器组件提供优于已知的冷却燃气涡轮发动机中的油或其它流体的方法的优点。更特别地，一些已知的表面冷却器包括在表面冷却器的表面上以一个方向定向(不管出口导向导叶引导空气流的方向如何)的刚性翅片。然而，本文描述的表面冷却器的外表面上的翅片沿与出口导向导叶相同的方向引导空气流，以有利于减小压力损失和摩擦损失，即，阻力，从而有利于提高燃气涡轮发动机的燃料效率。另外，本文描述的表面冷却器的外表面上的翅片有利于在通过燃气涡轮发动机的空气流率增大的情况下降低摩擦损失或阻力。
图1是示例性燃气涡轮发动机100的示意性截面图。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机100是高旁通涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机100限定轴向方向A(平行于为了参照而提供的纵向轴线102延伸)和径向方向R，径向方向R垂直于轴向方向A延伸。涡轮风扇发动机100包括风扇组件114和设置在风扇组件114下游的核心涡轮发动机116。
在示例性实施例中，核心涡轮发动机116包括大体管状的外壳118，外壳118限定环形入口120。外壳118以连续流的关系包围：压缩机区段104，其包括增压器或低压(LP)压缩机122和高压(HP)压缩机124；燃烧区段126；涡轮区段106，其包括高压(HP)涡轮128和低压(LP)涡轮130；以及喷气排气喷嘴区段132。外壳118包括外部径向表面108。高压(HP)轴或转轴134将HP涡轮128传动地连接到HP压缩机124上。低压(LP)轴或转轴136将LP涡轮130传动地连接到LP压缩机122上。压缩机区段104、燃烧区段126、涡轮区段106和喷嘴区段132一起限定核心空气流径137。
在示例性实施例中，风扇组件114包括可变桨距的风扇138，风扇138具有多个风扇叶片140，它们以间隔开的关系联接到盘142上。尽管风扇组件114被描述成包括可变桨距的风扇138，但在备选实施例中，风扇组件114是常规的固定桨距风扇。在示例性实施例中，风扇叶片140从盘142沿径向向外延伸。各个风扇叶片140可依靠风扇叶片140相对于盘142围绕桨距轴线P旋转，风扇叶片140操作性地联接到适当的桨距改变机构(PCM)144上，PCM 144构造成改变风扇叶片140的桨距。在其它实施例中，PCM 144构造成共同一致地改变风扇叶片140的桨距。在示例性实施例中，风扇叶片140、盘142、PCM 144和LP压缩机122可通过跨过动力齿轮箱146的LP轴136围绕纵向轴线102一起旋转。
盘142由可旋转前毂148覆盖，可旋转前毂148以空气动力学的方式在轮廓上设置成促进空气流通过多个风扇叶片140。另外，示例性风扇组件114包括环形风扇壳或外部机舱150，其沿周向包围风扇138和/或核心涡轮发动机116的至少一部分。机舱150包括内部径向表面151。在示例性实施例中，机舱150构造成相对于核心涡轮发动机116由多个沿周向间隔开的出口导向导叶152支承。此外，机舱150的下游区段154在核心涡轮发动机116的外部部分上延伸，以便在它们之间限定旁通空气流道156。多个表面冷却器157在出口导向导叶152后面的旁通空气流道156中设置在机舱150的内部径向表面151上。在备选实施例中，表面冷却器157在出口导向导叶152后面或导向导叶152上(诸如在后缘153处)设置在例如外壳118的外部径向表面108上。在示例性实施例中，表面冷却器157在出口导向导叶152的后面与出口导向导叶152的后缘153相距小于2英寸的地方在旁通空气流道156中设置在机舱150的内部径向表面151上或外壳118的外部径向表面108上。然而，在一些实施例中，表面冷却器157在使得表面冷却器157能够如本文描述的那样运行的任何位置处在旁通空气流道156中设置在机舱150的内部径向表面151上或外壳118的外部径向表面108上。表面冷却器157构造成引导流体流通过内部管道，以利用旁通空气流道156中的空气流冷却流体。在示例性实施例中，由表面冷却器157冷却的流体是油。备选地，表面冷却器157构造成冷却燃料或任何其它适当的流体。
在涡轮风扇发动机100的运行期间，一定量的空气158通过机舱150和/或风扇组件114的相关联的入口160进入涡轮风扇发动机100。随着一定量的空气158经过风扇叶片140，空气158的第一部分162被引导或传送到旁通空气流道156中，并且空气158的第二部分164被引导或传送到核心空气流径137中，或者更特别地被引导或传送到压缩机122中。空气158的第一部分162在表面冷却器157的表面附近流动，并且充当用以冷却表面冷却器157内的油的冷却剂流。空气158的第一部分162和空气158的第二部分164之间的比率通常称为旁通比。空气158的第二部分164的压力随着它传送通过HP压缩机124且进入到燃烧区段126中而增大，在那里，空气158的第二部分164与燃料混合且燃烧，以提供燃烧气体166。
燃烧气体166被传送通过HP涡轮128，在那里，经由联接到外壳118上的HP涡轮定子导叶168和联接到HP轴或转轴134上的涡轮转子叶片170的连续级获取来自燃烧气体166的热和/或动能的一部分，从而使得HP轴或转轴134旋转，这驱动HP压缩机124旋转。然后燃烧气体166被传送通过LP涡轮130，在那里，经由联接到外壳118上的LP涡轮定子导叶172和联接到LP轴或转轴136上的LP涡轮转子叶片174的连续级从燃烧气体166获取热和动能的第二部分，这驱动LP轴或转轴136、LP压缩机122的旋转，以及跨过动力齿轮箱146的风扇138的旋转。
在示例性实施例中，燃烧气体166被传送通过核心涡轮发动机116的喷气排气喷嘴区段132以提供推力。同时，空气158的第一部分162的压力随着空气158的第一部分162传送通过旁通空气流道156而增大，然后它从涡轮风扇发动机100的风扇喷嘴排气区段176排出，从而也提供推力。HP涡轮128、LP涡轮130和喷气排气喷嘴区段132至少部分地限定热气路径178，以用于将燃烧气体166传送通过核心涡轮发动机116。
如上面论述的那样，图1中显示的涡轮风扇发动机100仅仅作为示例，而且在其它实施例中，涡轮风扇发动机100可具有任何其它适当的构造。仍然在其它备选实施例中，本公开的方面可结合到所有其它适当的燃气涡轮发动机中。例如且无限制，本公开的方面可结合到例如涡轮螺旋桨飞机发动机中。另外，在其它实施例中，涡轮风扇发动机100是非函道风扇发动机，其中表面冷却器157设置在外壳118的径向外部表面108上。
图2是用于在涡轮风扇发动机100(在图1中显示)中使用的表面冷却器200的示意图。图3是表面冷却器200、入口208和出口210的放大示意图。在示例性实施例中，表面冷却器200包括本体201，本体201具有设置在机舱150(在图1中显示)的内部径向表面151(在图1中显示)处的外表面202。在备选实施例中，表面冷却器200包括设置在外壳118(在图1中显示)的外部径向表面108(在图1中显示)处的外表面202。在示例性实施例中，表面冷却器200还包括与外表面202相对的表面212。另外，表面冷却器200还包括翅片部件204的阵列，它们设置在外表面202上或者嵌在外表面202中，并且远离外表面202延伸到旁通空气流道156(在图1中显示)中。表面冷却器200还包括由表面冷却器入口208限定的一个或多个管道203、一个或多个表面冷却器出口210和在它们之间延伸的一个或多个内部流径206。注意，表面冷却器200是示例性表面冷却器或热交换装置，而且可使用使得翅片部件204的阵列能够如本文描述的那样作用的任何类型和构造的表面冷却器。
在示例性实施例中，翅片部件204大体为圆柱形的且被称为针状翅片，使得翅片部件204的阵列组成针状翅片阵列。虽然显示为具有大体圆形的截面，但翅片部件204具有使得表面冷却器200能够如本文描述的那样作用的任何截面形状。例如且无限制，翅片部件204的备选实施例具有卵形截面、长方形截面和多边形截面。
翅片部件204由有弹性且柔软或柔韧的材料214制造，以有利于响应于流经翅片部件204的流体(诸如空气)而挠曲、扭曲或弯曲。另外，材料214是导热材料，具有适合在表面冷却器200中使用的导热率。例如且无限制，材料214可包括复合材料、聚合物、金属(诸如超弹性合金)，以及使得翅片部件204能够如本文描述的那样作用的任何其它材料或材料组合。确定用于可行的柔韧翅片表面冷却器200的适当材料214是柔韧的，具有小于1×109帕斯卡(Pa)的杨氏模量，而且是导热的，具有大于大约1瓦每米开尔文(W/m-K)的导热率。优选地，材料214具有小于大约1×108 Pa的杨氏模量和大于大约10 W/m-K的导热率。另外，材料214是有弹性的，使得材料214在弯曲、扭曲和/或挠曲之后返回或弹回到其原始位置和/或形状。
但要注意的是，根据已知材料数据库，没有传统材料既具有高导热率(例如，大于10 W/m-K)又具有低杨氏模量(例如，小于1×108Pa)。因而，在示例性实施例中，确定包括与导热微粒(例如，碳纤维或陶瓷微粒)混合的聚合物的材料成分是充分导热的，同时充分柔韧。例如且无限制，在一个实施例中，材料214包括结合了碳化硅颗粒的硅树脂弹性体基质，硅树脂弹性体基质具有大约30%的体积分率，碳化硅颗粒具有大约70%的体积分率。在示例性实施例中，材料214的属性包括范围在大约2.5×107Pa至大约6×107Pa之间且包含它们的杨氏模量，以及范围在大约4.67 W/m-K至大约80.5W/m-K之间且包含它们的导热率。制造具有有弹性和柔韧的翅片部件204的表面冷却器200有利于表面冷却器200具有适应不同的流状况的柔性结构，这有利于在流体的流率增大时，通过减小表面冷却器200的有效正面面积来减小阻力。
图4是处于第一定向的表面冷却器200的一部分的示意性轴向视图。图5是处于第一定向的表面冷却器200的一部分的示意性径向视图。在示例性实施例中，内部流径206在外表面202和与外表面202相对的表面212之间限定在本体201内。由材料214形成的多个翅片部件204设置在表面冷却器200的外表面202上或者嵌在外表面202中。各个内部流径206与跨过相应的内部流径206的宽度的三个翅片部件204相关联，翅片部件204在各个相应的内部流径206的上方大体沿竖向远离外表面202延伸。在备选实施例中，表面冷却器200具有与相应的内部流径206相关联的任何数量的翅片部件。在示例性实施例中，各个翅片部件204具有相对于外表面202基本等于高度H1的有效高度。高度H1的范围介于大约0.25英寸(in.)(6.35毫米(mm))至大约2.0英寸(50.8 mm)之间且包含它们。
如图5中显示的那样，空气158的第一部分162流经表面冷却器200且接触翅片部件204，从而使得它们相对于外表面202以第一角度α挠曲或弯曲。例如且无限制，表面冷却器200的第一定向与涡轮风扇发动机100的低流动状况相关联，诸如发电机电路(未显示)空气冷却式油冷却器的基态/空闲状态。例如且无限制，在一个实施例中，第一角度α的范围介于大约90°至大约70°之间且包含它们。但是，第一角度α可为使得表面冷却器200能够如本文描述的那样作用的任何角度。
图6是处于第二定向的表面冷却器200的一部分的示意性轴向视图。图7是处于第二定向的表面冷却器200的一部分的示意性径向视图。在示例性实施例中，内部流径206在外表面202和与外表面202相对的表面212之间限定在本体201内。由材料214形成的多个翅片部件204关于表面冷却器200的外表面202形成，设置在外表面202上，或者嵌在外表面202中。各个内部流径206与跨过相应的内部流径206的宽度的三个翅片部件204相关联，翅片部件204在各个相应的内部流径206的上方大体沿竖向远离外表面202延伸。在备选实施例中，表面冷却器200具有与相应的内部流径206相关联的任何数量的翅片部件204。在示例性实施例中，各个翅片部件204具有相对于外表面202的基本等于高度H2的有效高度。高度H2的范围介于大约0.025英寸(0.635mm)大约2.0英寸(50.8mm)之间且包含它们。
如图7中显示的那样，空气158的第一部分162流经表面冷却器200且接触翅片部件204，从而使得它们相对于外表面202以第二角度β挠曲或弯曲。在示例性实施例中，第二角度β小于第一角度α。例如且无限制，表面冷却器200的第二定向与涡轮风扇发动机100的高流动状况相关联，诸如涡轮风扇发动机100的稳态巡航状况。例如且无限制，在一个实施例中，第二角度β的范围介于大约70°至大约10°之间且包含它们。但是，第二角度β可为使得表面冷却器200能够如本文描述的那样作用的任何角度。
图8是表面冷却器200的一部分的放大的示意性径向视图，显示了翅片部件204安装到本体201上。在示例性实施例中，表面冷却器200包括翅片部件204，翅片部件204设置在本体201中且从外表面202延伸。内部流径206在外表面202的下方限定在本体201中，以有利于热从流过内部流径206的流体传递到翅片部件204。本体201包括形成于外表面202中的定位孔口802。翅片部件204联接到定位孔口802上。例如且无限制，翅片部件204经由导热结合联接到定位孔口802上，诸如化学结合(例如，粘合剂)或机械结合(例如，摩擦配合)。备选地，翅片部件204以使得表面冷却器200能够如本文描述的那样作用的任何导热方式联接到定位孔口802上。在备选实施例中，翅片部件204与本体201一体地形成，例如且无限制，通过模制过程和挤出过程和增材制造过程。
如本文描述的那样，在示例性实施例中，翅片部件204是导热且柔韧的。另外，表面冷却器200的本体201由导热材料制造，例如且无限制，诸如包括铁、铝、热扩散塑料和一种或多种陶瓷材料的材料。
图9是表面冷却器900的一部分的放大的示意性径向视图，显示了用于翅片部件902的备选安装构造。在该备选实施例中，表面冷却器900包括翅片部件902，翅片部件902设置在本体904中且从本体904的上表面906延伸。内部流径908在表面906的下方限定在本体904中，以有利于热从流过内部流径908的流体传递到翅片部件902。本体904包括形成于表面906中的定位孔口910。定位孔口910具有L形截面。翅片部件902包括联接部分912，联接部分912构造成联接到L形定位孔口910上，使得翅片部件902通过联接部分912固定在定位孔口910中。此外，翅片部件902经由导热结合联接到定位孔口910上，诸如化学结合(例如，粘合剂)或机械结合(例如，摩擦配合)。备选地，翅片部件902以使得表面冷却器900能够如本文描述的那样作用的任何导热方式联接到定位孔口910上。翅片部件902是导热且柔韧的，并且以与本文描述的翅片部件204基本相同的方式制造。另外，表面冷却器900的本体904由导热材料制造，例如且无限制，诸如包括铁、铝、热扩散塑料和一种或多种陶瓷材料的材料。
参照图1-7，在运行期间，旁通空气流道156中的空气158的第一部分162构造成在外表面202附近流动，以与多个翅片部件204交换热。表面冷却器入口208构造成接收待冷却的流体流，例如油，并且将流体引导到内部流径206。内部流径206中的流体与通过翅片部件204的空气158的第一部分162交换热。内部流径206构造成将流体引导到表面冷却器出口210，表面冷却器出口210构造成使流体回到核心涡轮发动机116(在图1中显示)。在低流动状况中，诸如表面冷却器200的第一定向，空气158的第一部分162以减小的流率流经表面冷却器200，从而在多个翅片部件204上施加减小量的力。空气158的第一部分162的减少的流动有利于多个翅片部件204相对于外表面202以第一角度α挠曲或弯曲。相对小的第一角度α使得多个翅片部件204的正面面积相对于已知的固定翅片表面冷却器减小，从而减小摩擦损失或阻力，但有利于提高表面冷却器200的热传递速率。
随着涡轮风扇发动机100的速度增大，例如且无限制，在使用涡轮风扇发动机100的飞机的飞行期间，空气158的第一部分162以增大的流率流经表面冷却器200，从而在多个翅片部件204上施加增大量的力。空气158的第一部分162的增加的流动有利于多个翅片部件204进一步关于第二定向挠曲或弯曲，例如且无限制，以相对于外表面202的第二角度β。较小的第二角度β使得多个翅片部件204的正面面积相对于低流动状况减小，从而有利于减小摩擦损失或阻力，但有利于降低表面冷却器200的热传递速率。另外，要注意的是，翅片部件204不局限于2维或平面弯曲。例如且无限制，旁通空气流道156中的空气158的第一部分162在不同的位置之间在上游流动角度方面经历变化，包括漩涡状况。翅片部件204弯曲且适应流动状况和角度，从而有利于减小由于与上游流动角度的引导失配而引起的摩擦损失和压力损失。
虽然已经将多个翅片部件204描述成弯曲或挠曲的(参见图4-7)，但要注意的是，如本文描述的那样，柔韧材料214有利于响应于流经翅片部件204的冷却流体(例如，空气)而挠曲或弯曲(即，挠曲刚度)和扭曲(即，扭转刚度)。因而，多个翅片部件204可构造成有利于同时弯曲和扭曲，从而有利于提高表面冷却器的热传递速率，同时有利于减小阻力。
柔韧材料214的挠曲和扭转刚度测量多个翅片部件204分别对弯曲和扭曲的抵抗。翅片部件204的挠曲刚度或挠曲刚性由EI确定，其中E是柔韧材料214的杨氏模量，并且I是多个翅片部件204的截面的第二转动惯量。扭转刚度或扭转刚性由GJ确定，其中G是柔韧材料214的剪切模量，并且J是多个翅片部件204的截面的极性第二转动惯量。第二转动惯量和极性第二转动惯量受到多个翅片部件204的大小和截面形状的影响。可基于例如表面冷却器200的运行要求来确定和调节多个翅片部件204的扭曲-弯曲比(即，EI/GJ)。EI/GJ比大于1.0表明翅片部件204扭曲比弯曲相对更容易。但是，EI/GJ比小于1.0则表明翅片部件204更易于弯曲而非扭曲。调节多个翅片部件204的扭曲-弯曲比有利于基于表面冷却器的具体运行状况来增大表面冷却器200的热传递面积，同时有利于减小表面冷却器200的阻力。
图10是模型1000的示意性透视图，它显示了用于表面冷却器200(在图2中显示)的备选翅片布置1002的三种运行状况。图11是图10的模型1000的正视图。在示例性实施例中，模型1000显示基于不同的运行状况，处于三个不同定向的翅片布置1002：基于不流动状况的静态定向1004；基于低流动或基态/空闲运行状况的低流动定向1006；以及基于高流动或稳态巡航状况的高流动定向1008(例如，对于涡轮风扇发动机100)。翅片布置1002是表面冷却器200的示例性的成排的翅片部件204。注意，表面冷却器200包括一排或多排翅片部件204。例如且无限制，在一个实施例中，表面冷却器200包括一排或多排翅片布置1002，它们定位成彼此相邻以限定翅片部件204的阵列。在示例性实施例中，翅片布置1002包括多个翅片部件204，它们线性地布置，大体与空气158的主要流向对齐，例如，大体轴向地沿着涡轮风扇发动机100(在图1中显示)的纵向轴线102流过旁通空气流道156(在图1中显示)的空气158。如图10中显示的那样，翅片布置1002的各个翅片部件204具有大体三角形的截面1010，并且相对于相邻翅片部件204布置成交错型式。例如且无限制，相邻翅片部件(例如多个翅片部件204的第一翅片部件1012和第二翅片部件1014)定向成使得第二翅片部件1014围绕第二翅片部件1014的纵向轴线相对于第一翅片部件1012旋转大约180°。相邻的第一翅片部件1012和第二翅片部件1014沿着表面冷却器200线性地定位，具有限定在它们之间的间隙1016。间隙1016有利于空气158在相邻的第一翅片部件1012和第二翅片部件1014之间流动。多个翅片部件204中的各个翅片部件基本类似地布置，以限定用于表面冷却器200的有弹性且柔韧的翅片部件204的阵列。
参照图1-7、10和11，在运行期间，空气158的第一部分162在外表面202附近流动，以与多个翅片部件204交换热。在涡轮风扇发动机100的静态或不流动运行状况中，例如，当涡轮风扇发动机100关闭、处于非运行模式中时，很少空气158或没有空气流经表面冷却器200，并且因此很少空气158或没有空气流经多个翅片部件204。在这种运行状况中，多个翅片部件204的翅片布置1002处于静态定向1004，其中多个翅片部件204展示成大体无扭曲或无弯曲。
在涡轮风扇发动机100的低流动状况中，诸如基态/空闲状态，空气158的第一部分162以有限或减小的流率流经表面冷却器200且通过间隙1016，从而在多个翅片部件204上施加微小量的力。空气158的第一部分162的减少的流动有利于使多个翅片部件204挠曲和扭曲。例如且无限制，空气158冲击翅片部件204的成角度表面，因此在翅片部件204上施加弯曲和扭曲力，从而使它们偏转离开静态定向1004且进入低流动定向1006。如图11中显示的那样，由于相邻翅片部件204部分地因为它们的交错型式布置而沿相反方向扭曲和弯曲，增大了热传递面积(或正面面积)。另外，翅片部件204在沿着空气158的空气流径的方向上弯曲，变得与空气流成流线型。
随着涡轮风扇发动机100的速度增大，例如且无限制，在使用涡轮风扇发动机100的飞机的飞行期间，空气158的第一部分162以增大的流率流经表面冷却器200且通过间隙1016，从而在多个翅片部件204上施加增加量的力。空气158的第一部分162的增加的流动有利于使多个翅片部件204进一步挠曲和扭曲，从而使它们从低流动定向1006偏转到高流动定向1008。如图11中显示的那样，依靠相邻翅片部件204由于增加的量而沿相反方向扭曲和弯曲，进一步增大了热传递面积(或正面面积)，从而进一步在下游暴露翅片部件204的额外表面积。另外，翅片部件204进一步在沿着空气158的空气流径的方向上弯曲，变得随着空气流增加而增加与空气流成流线型。如本文描述的那样，多个翅片部件204不局限于2维或平面弯曲和或轴向扭曲。例如且无限制，旁通空气流道156中的空气158的第一部分162在不同的位置之间在上游流动角度方面经受变化，包括漩涡状况。翅片部件204弯曲、扭曲且适应流状况和角度，从而有利于减小由于与上游流动角度的引导失配而引起的摩擦损失和压力损失。
上面描述的表面冷却器的实施例提供用于冷却燃气涡轮发动机中流体(诸如油)的高效方法。特别地，上面描述的表面冷却器包括柔韧针状翅片布置，柔韧针状翅片布置适应局部流和漩涡角度，从而有利于减小风扇空气压力损失和摩擦损失。因而，减小风扇旁通导管内的压力损失和摩擦损失或阻力提高燃气涡轮发动机的燃料效率。
本文描述的系统和设备的示例性技术效果包括其中至少一项：(a)形成用于表面冷却器的有弹性且柔韧的针状翅片的阵列，从而产生可适应不同的流动状况的结构；(b)在增加的流动状况下减小燃气涡轮发动机中的摩擦损失和压力损失；以及(c)提高燃气涡轮发动机的燃料效率。
上面详细描述了表面冷却器的示例性实施例。表面冷却器系统和装置不限于本文描述的具体实施例，系统的构件和/或方法的步骤可独立于本文描述的其它构件和/或步骤使用且与它们分开来使用。例如，系统和方法还可与需要油冷却的其它系统结合起来使用，而且不限于仅仅用本文描述的系统和方法实践。相反，示例性实施例可与目前构造成接收和接受表面冷却器的许多其它机器应用结合起来实现和使用。
虽然可能在一些附图中显示了本公开的各种实施例的具体特征且在其它附图中未显示，但这仅仅是为了方便。根据本公开的原理，附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征结合起来引用和/或要求保护。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种表面冷却器，包括：
管道，其限定入口、出口和在它们之间延伸的内部流径，所述管道构造成将待冷却的流体流从所述入口引导到所述出口；
包括外表面的本体，所述管道延伸通过所述本体；以及
多个翅片部件，它们联接到所述外表面上且构造成翅片部件的阵列，所述多个翅片部件中的各个翅片部件远离所述外表面延伸，所述各个翅片部件由有弹性且柔韧的导热材料制造。
2.根据权利要求1所述的表面冷却器，其特征在于，翅片部件的所述阵列包括针状翅片阵列。
3.根据权利要求2所述的表面冷却器，其特征在于，所述各个翅片部件包括基本三角形的截面。
4.根据权利要求1所述的表面冷却器，其特征在于，所述有弹性且柔韧的导热材料具有小于大约1×109帕斯卡(Pa)的杨氏模量。
5. 根据权利要求4所述的表面冷却器，其特征在于，所述有弹性且柔韧的导热材料具有小于大约1×108 Pa的杨氏模量。
6.根据权利要求1所述的表面冷却器，其特征在于，所述有弹性且柔韧的导热材料具有大于大约1瓦每米开尔文(W/-mK)的导热率。
7. 根据权利要求6所述的表面冷却器，其特征在于，所述有弹性且柔韧的导热材料具有大于大约10 W/-mK的导热率。
8.根据权利要求1所述的表面冷却器，其特征在于，翅片部件的所述阵列包括线性翅片布置，所述线性翅片布置包括所述多个翅片部件中的两个或更多个翅片部件，所述两个或更多个翅片部件布置成相对于彼此交错的型式。
9.根据权利要求8所述的表面冷却器，其特征在于，所述两个或更多个翅片部件包括第一翅片部件和第二翅片部件，所述第一翅片部件和所述第二翅片部件包括三角形的截面，其中所述第一翅片部件围绕所述第一翅片部件的纵向轴线相对于所述第二翅片部件旋转大约180°。
10.根据权利要求1所述的表面冷却器，其特征在于，翅片部件的所述阵列构造成接收与翅片部件的所述阵列处于热传递连通的冷却剂流。
CN201710907402.3A 2016-09-30 2017-09-29 用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统 Pending CN107882637A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/282348 2016-09-30
US15/282,348 US10655540B2 (en) 2016-09-30 2016-09-30 Apparatus and systems for a surface cooler having pliant fins

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107882637A true CN107882637A (zh) 2018-04-06

Family

ID=61757793

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710907402.3A Pending CN107882637A (zh) 2016-09-30 2017-09-29 用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10655540B2 (zh)
JP (1) JP2018059701A (zh)
CN (1) CN107882637A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111349767A (zh) * 2018-12-20 2020-06-30 波音公司 高压扭转设备及使用该设备改变工件的材料性能的方法

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10125684B2 (en) 2015-12-29 2018-11-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Surface cooler for aero engine
FR3047270B1 (fr) * 2016-01-29 2019-03-29 Safran Aircraft Engines Echangeur thermique surfacique et traitement acoustique
US20180216535A1 (en) * 2017-02-01 2018-08-02 United Technologies Corporation Heat pipe cooling of geared architecture
US10704846B2 (en) * 2017-06-12 2020-07-07 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid metal-polymer heat exchanger
WO2020101628A1 (en) * 2018-11-14 2020-05-22 Anadolu Universitesi Heat exchanger with movable blades
US20200173365A1 (en) * 2018-12-03 2020-06-04 United Technologies Corporation Thermal management system for low bypass gas turbine engine
US11054197B2 (en) * 2018-12-19 2021-07-06 Unison Industries, Llc Heat exchanger and methods of forming
CN109737649B (zh) * 2018-12-28 2024-06-04 广州杰能空调设备有限公司 一种平板流体传热扰动器
BE1027057B1 (fr) * 2019-02-18 2020-09-14 Safran Aero Boosters Sa Échangeur de chaleur air-huile
US11333173B2 (en) 2019-04-26 2022-05-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Inter-compressor cross-over pipe heat exchanger
US11134585B2 (en) * 2019-05-31 2021-09-28 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft power electronic unit and method of cooling
US11674758B2 (en) * 2020-01-19 2023-06-13 Raytheon Technologies Corporation Aircraft heat exchangers and plates
GB2591298B (en) * 2020-01-27 2022-06-08 Gkn Aerospace Sweden Ab Outlet guide vane cooler
US20230043809A1 (en) * 2021-07-29 2023-02-09 General Electric Company Gas turbine engine having a heat exchanger located in an annular duct
CN114543567B (zh) * 2022-02-25 2022-10-11 中国商用飞机有限责任公司 活门冷却组件
WO2024098006A1 (en) * 2022-11-03 2024-05-10 Carbon Capture Inc. Thermo bimetallic alloy fins for regional heating of adsorbent reactors

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5653395A (en) * 1979-10-03 1981-05-12 Power Reactor & Nuclear Fuel Dev Corp Cooling drum with contact type fin
KR20020045685A (ko) * 2000-12-09 2002-06-20 구자홍 열교환기
US20150135726A1 (en) * 2013-11-18 2015-05-21 Unison Industries, Llc Surface Cooler Support Mechanism
CN105492524A (zh) * 2013-09-11 2016-04-13 陶氏环球技术有限责任公司 多相弹性导热材料
EP3023724A1 (en) * 2014-11-07 2016-05-25 General Electric Company Variable geometry heat exchanger apparatus

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4311193A (en) 1980-07-14 1982-01-19 Modine Manufacturing Company Serpentine fin heat exchanger
US4964458A (en) 1986-04-30 1990-10-23 International Business Machines Corporation Flexible finned heat exchanger
US5201866A (en) 1992-02-03 1993-04-13 International Business Machines Corporation Structure for dissipation of heat having slidably engaged fins for conformal disposition against a heat generating surface
US6026895A (en) 1998-02-06 2000-02-22 Fujitsu Limited Flexible foil finned heatsink structure and method of making same
CN1412840A (zh) 2001-10-08 2003-04-23 简鹏 可挠式散热装置
US20030145980A1 (en) 2002-02-04 2003-08-07 Sinha Sumon Kumar System and method for using a flexible composite surface for pressure-drop free heat transfer enhancement and flow drag reduction
US6919504B2 (en) * 2002-12-19 2005-07-19 3M Innovative Properties Company Flexible heat sink
CA2476803C (en) * 2003-08-14 2010-10-26 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Heat exchanging wall, gas turbine using the same, and flying body with gas turbine engine
CN102623540B (zh) 2012-03-13 2014-12-10 友达光电股份有限公司 散热结构
US9599410B2 (en) * 2012-07-27 2017-03-21 General Electric Company Plate-like air-cooled engine surface cooler with fluid channel and varying fin geometry
CN204707389U (zh) 2015-05-19 2015-10-14 中国计量学院 一种柔性散热鳍片

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5653395A (en) * 1979-10-03 1981-05-12 Power Reactor & Nuclear Fuel Dev Corp Cooling drum with contact type fin
KR20020045685A (ko) * 2000-12-09 2002-06-20 구자홍 열교환기
CN105492524A (zh) * 2013-09-11 2016-04-13 陶氏环球技术有限责任公司 多相弹性导热材料
US20150135726A1 (en) * 2013-11-18 2015-05-21 Unison Industries, Llc Surface Cooler Support Mechanism
EP3023724A1 (en) * 2014-11-07 2016-05-25 General Electric Company Variable geometry heat exchanger apparatus

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111349767A (zh) * 2018-12-20 2020-06-30 波音公司 高压扭转设备及使用该设备改变工件的材料性能的方法
CN111349767B (zh) * 2018-12-20 2023-09-15 波音公司 高压扭转设备及使用该设备改变工件的材料性能的方法

Also Published As

Publication number Publication date
JP2018059701A (ja) 2018-04-12
US20180094583A1 (en) 2018-04-05
US10655540B2 (en) 2020-05-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107882637A (zh) 用于具有柔韧翅片的表面冷却器的设备和系统
US10781772B2 (en) Integrated heat exchangers for low fan pressure ratio geared turbofan
CN106959034B (zh) 用于嵌入式发动机应用的热交换器
US8763363B2 (en) Method and system for cooling fluid in a turbine engine
US11125160B2 (en) Method and system for combination heat exchanger
JP6746335B2 (ja) ターボ機械のためのヒートパイプ温度管理システム
JP5307451B2 (ja) タービンエンジン内で流体を混合するための方法及び装置
JP2017120082A (ja) 圧縮機およびタービンの冷却のための方法およびシステム
US8061146B2 (en) Heat transfer augmentation in a compact heat exchanger pedestal array
US10208621B2 (en) Surface cooler and an associated method thereof
CN204253116U (zh) 用于燃气涡轮机外壳的防护罩节段
US20210010376A1 (en) Fluid cooling systems for a gas turbine engine
CN106958485B (zh) 用于嵌入式发动机应用的热交换器：曲线板
US20170184029A1 (en) Surface cooler for aero engine
CN109989831A (zh) 整合扩散器的热交换器
CN107438707A (zh) 设置有叶片扇区和冷却回路的涡轮发动机
CN106014645A (zh) 发动机构件
US10823067B2 (en) System for a surface cooler with OGV oriented fin angles
CN106959035A (zh) 用于嵌入式发动机应用的热交换器：横贯管道段
US20180258859A1 (en) Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger
CN109210961B (zh) 一种用于航空发动机的液体散热器
US20190170009A1 (en) Turbine engine with clearance control system
CN116398298A (zh) 一种航空发动机高压涡轮转子引气预冷方法及系统
CN118076794A (zh) 用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机
CN111742127A (zh) 包括由叶片之间的至少一个平台组成的热交换器的涡轮发动机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20180406