CN109973224A - 航空发动机滑油冷却系统及方法 - Google Patents

航空发动机滑油冷却系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109973224A
CN109973224A CN201910379154.9A CN201910379154A CN109973224A CN 109973224 A CN109973224 A CN 109973224A CN 201910379154 A CN201910379154 A CN 201910379154A CN 109973224 A CN109973224 A CN 109973224A
Authority
CN
China
Prior art keywords
heat
lubricating oil
heat exchange
channel
exchange agent
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
CN201910379154.9A
Other languages
English (en)
Inventor
苗辉
朱江楠
魏宽
樊川
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.)
China Aero Engine Research Institute
Original Assignee
China Aero Engine Research Institute
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 China Aero Engine Research Institute filed Critical China Aero Engine Research Institute
Priority to CN201910379154.9A priority Critical patent/CN109973224A/zh
Publication of CN109973224A publication Critical patent/CN109973224A/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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本公开提供一种航空发动机滑油冷却系统，包括：滑油回路，滑油回路中设置有滑油泵，用于使滑油沿着滑油回路循环流动；换热回路，换热回路中设置有换热剂泵，用于使换热剂沿着换热回路循环流动；和滑油/换热剂换热器，用于使滑油与换热剂进行热量交换，以冷却滑油，其中，换热回路包括：位于滑油/换热剂换热器内的与滑油回路进行热交换的吸热通道；位于发动机内涵通道中的压气机导叶内的通道；和位于发动机外涵通道中的与外涵气流进行热量交换的放热通道；本公开同时提供一种航空发动机滑油冷却方法。

Description

航空发动机滑油冷却系统及方法
技术领域
本公开涉及一种航空发动机滑油冷却系统及方法。
背景技术
航空发动机上的轴承和齿轮一般靠滑油进行润滑和冷却，来保证安全性和可靠性。常规发动机滑油系统一般统一布置，由滑油箱、油泵、换热器等组成。滑油由滑油泵驱动，从滑油箱依次经过各种齿轮、轴承、花键，为各处提供润滑和冷却，滑油吸热后需要进入换热器放热降温，最后返回滑油箱。早期换热器一般采用空气冷却，但是引气会产生空气的流动阻力，降低发动机推力。现有航空发动机常采用燃滑油换热器，通常为管壳式的燃滑油换热器，即用燃油来实现滑油的降温，同时消耗燃油热沉。但是，燃油热沉除了用于滑油冷却，还担负着飞机电子舱冷却、空调系统冷却等任务，未来飞机热负荷需求越来越高，燃油热沉捉襟见肘，所以急需扩展新的热沉来源。
另外，齿轮驱动风扇技术(GTF)成为民用航空发动机的一种发展趋势，例如P&W公司的PW-1500G发动机和RR公司的UltraFan发动机，这种技术通过齿轮箱减速驱动风扇，可以在共轴上完美的匹配风扇和低压压气机的转速。但由于齿轮箱传输功率极大，热耗散非常可观，对滑油冷却和燃油热沉提出了更高的要求。
国内外针对滑油冷却的专利不多，例如一种用热管与航空发动机风扇叶片融合为一体来冷却航空发动机滑油系统的结构和方法，该热管分为主、副两根，沿径向穿过每一个风扇叶片。但是该技术的缺点是热管属于被动换热，在复杂条件下换热效率不能保证；同时热管和高速旋转的风扇叶片融为一体，将对发动机带来安全隐患。
发明内容
为了解决至少一个上述技术问题，本公开提供一种航空发动机滑油冷却系统以及航空发动机滑油冷却方法，属于工程传热传质领域，与传统航空发动机的滑油系统统一布置不同，本公开技术方案采用独立的滑油循环及散热循环系统。系统运行时，采用风扇外涵道冲压空气为热沉，尤其适用于对风扇部位，例如风扇轴承和/或齿轮部位的滑油进行冷却，以保证滑油对风扇部位的润滑和散热，提高风扇部件的安全性和可靠性。通过以下技术方案实现。
根据本公开的一个方面，航空发动机滑油冷却系统包括：滑油回路，滑油回路中设置有滑油泵，用于使滑油沿着滑油回路循环流动；换热回路，换热回路中设置有换热剂泵，用于使换热剂沿着换热回路循环流动；和滑油/换热剂换热器，用于使滑油与换热剂进行热量交换，以冷却滑油，其中，换热回路包括：位于滑油/换热剂换热器内的与滑油回路进行热交换的吸热通道；位于发动机内涵通道中的压气机导叶内的通道；和位于发动机外涵通道中的与外涵气流进行热量交换的放热通道。
根据本公开的至少一个实施方式，换热剂为液态金属。
根据本公开的至少一个实施方式，放热通道为设置在发动机外涵通道中的静子叶片内部的通道。
根据本公开的至少一个实施方式，放热通道为设置在发动机外涵通道的流道壁面上的通道。
根据本公开的至少一个实施方式，换热剂泵为微型电磁泵。
根据本公开的至少一个实施方式，采用热电器热端和热电器冷端的温差产生自供电源来驱动微型电磁泵。
根据本公开的至少一个实施方式，热电器热端贴合在滑油/换热剂换热器的滑油入口，热电器冷端贴合在滑油/换热剂换热器的换热剂入口。
根据本公开的至少一个实施方式，热电器热端和热电器冷端是两个不同材料的半导体片。
根据本公开的另一方面，采用上述的航空发动机滑油冷却系统对航空发动机滑油进行冷却的方法，包括以下步骤：
滑油泵驱动吸热升温后的滑油流经滑油/换热剂换热器；
在滑油/换热剂换热器中，滑油与由换热剂泵驱动流经吸热通道的换热剂进行热量交换，冷却后的滑油重新流回滑油回路；
在滑油/换热剂换热器中与滑油进行热量交换后的换热剂由换热剂泵驱动沿换热回路穿过发动机内涵通道中的一组压气机导叶内的通道，进入位于发动机外涵通道中的放热通道；
流经放热通道的换热剂在发动机外涵通道中与外涵气流进行热量交换；
冷却后的换热剂穿过发动机内涵通道中的另一组压气机导叶内的通道，返回到滑油/换热剂换热器重新对滑油进行冷却。
根据本公开的至少一个实施方式，该方法用于对齿轮驱动涡轮风扇的齿轮箱所用滑油进行冷却或者对用于风扇轴承的滑油进行冷却。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是根据本公开的至少一个实施方式的冷却系统运行示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
本公开的航空发动机滑油冷却系统及方法，尤其适用于采用齿轮驱动风扇技术的航空发动机中，大能量传输齿轮的滑油的冷却；也可用于常规航空发动机中风扇轴承滑油的冷却。
在本公开的一个实施方式中，如图1所示，航空发动机滑油冷却系统包括滑油/换热剂换热器7、滑油回路10和换热回路11。其中，滑油回路10中可以设置一滑油泵9(或其他可用于驱动滑油流动的装置)，用来驱动滑油沿着滑油回路10循环流动。换热回路11中可以设置一换热剂泵8(或其他可用于驱动换热剂流动的装置)，用来驱动换热剂沿着换热回路11循环流动。具体的，换热回路11可以包括三条通道，分别为：位于换热器7内的与滑油回路10进行热交换的吸热通道；位于发动机内涵通道中的压气机导叶内的通道；以及位于发动机外涵通道中的与外涵气流进行热量交换的放热通道。换热器7(滑油/换热剂换热器7)用于使滑油与换热剂进行热量交换，使滑油降温冷却，同时换热剂吸热升温。滑油回路10也可以包括吸热通道和放热通道，滑油吸热通道位于风扇1中的齿轮箱6(本实施方式以齿轮箱为例，也可以是轴承等其他部位)，流经滑油吸热通道时，滑油为齿轮提供润滑和冷却，同时滑油吸热升温；滑油放热通道位于换热器7中，流经滑油放热通道时，滑油与换热器7中的换热剂进行热交换，滑油降温冷却后重新沿着滑油回路10流向齿轮箱6。更具体的，滑油回路10是指滑油流过齿轮箱6后进入换热器7降温，降温后从换热器7流出并重新进入齿轮箱6的循环流动通道。换热回路11是指换热剂在换热器7中为滑油降温后从换热器7流出，然后从发动机内涵通道中的低压压气机导叶5内部穿过后进入外涵通道中降温，降温后从外涵通道流出并穿过低压压气机导叶3重新流入换热器7的循环流动通道。
在本公开的一个实施方式中，换热剂可以为非相变液态金属，例如钠钾合金。换热器7为滑油/液态金属换热器。换热回路11即液态金属回路。
在本公开的一个实施方式中，换热回路11中的放热通道可以是设置在发动机外涵通道中的静子叶片2内部的通道。
优选的，设置在发动机外涵通道中的静子叶片2内部的该放热通道可以设置成回转结构的蛇形通道，以增加液态金属和静子叶片2的接触面积，增强换热效果。当然，也可根据经验和实际需要设计成具有同样效果的其他形状的液态金属流道。外涵静子叶片2可以采用导热性能好的材料，例如铝合金。将放热结构和外涵导向器融为一体，不会产生任何额外的气动损失。同时，外涵气流吸收液态金属中的热量后温度升高，还可以提高发动机推力。
在本公开的一个实施方式中，换热回路11中的放热通道还可以是设置在发动机外涵通道的流道壁面上的通道。将放热通道设置在外涵通道的流道壁面上，同时放热通道的形状可以根据实际需要合理设置，同样可以实现液态金属与外涵气流的热量交换，实现液态金属的降温冷却。
在本公开的一个实施方式中，驱动换热剂流动的换热剂泵8可以为微型电磁泵。微型电磁泵8的运转可以通过热电器热端和热电器冷端的温差产生自供电源加以驱动。
优选的，热电器热端贴合在换热器7上的滑油入口，同时热电器冷端贴合在换热器7上的换热剂入口。通过热电器热端和热电器冷端的温差产生自供电源来驱动微型电磁泵8独立运转，无需额外供电即可带动液态金属换热剂循环冷却流经换热器7中的滑油。
更优选的，热电器热端和热电器冷端采用两个不同材料的半导体片，利用帕帖尔效应产生电流，以驱动微型电磁泵8。
在本公开的一个可选实施方式中，内涵通道的低压压气机导叶内部可以设置成空心结构，以方便布置作为换热回路11一部分的位于发动机内涵通道中的压气机导叶内的通道，液态金属穿过压气机导叶内部通道后进入外涵通道静子叶片2中(或外涵通道流道壁面上)的放热通道进行降温。
在本公开的一个实施方式中，如图1所示，作为换热回路11一部分的设置在内涵通道的低压压气机导叶内部的通道可以包括两组，一组为设置在低压一级压气机导叶3内部的一级导叶通道，另一组为设置在低压二级压气机导叶5内部的二级导叶通道。低压一级压气机导叶3与低压二级压气机导叶5之间为低压一级压气机动叶4。此时，液态金属沿着换热回路11流动的方式可以为：液态金属从换热器7流出后穿过二级导叶通道进入外涵静子叶片2内的(或外涵通道流道壁面上的)放热通道，液态金属在放热通道中冷却后，穿过一级导叶通道重新进入换热器7中为滑油降温。
在本公开的一个实施方式中，滑油泵9和微型电磁泵8可以根据经验分别配置在滑油回路10和换热回路11上的任意合理的位置，例如，滑油泵9配置在齿轮箱6与换热器7之间；微型电磁泵8配置在换热器7与低压二级压气机导叶5之间。
在本公开的一个实施方式中，由于液态金属的导热系数极高，导热性能强，因此对于滑油/液态金属换热器7的具体结构可以不作限制，例如，可采用管壳式换热器，或其他普通的换热器形式，均可以实现高热流密度的热量传输，保证较高的换热效率，同时也有利于将换热器的结构设计的更加紧凑。
下面结合图1所示的滑油冷却系统运行示意图来详细说明航空发动机滑油冷却方法。图1中，换热回路11和滑油回路10中箭头所指方向分别为液态金属和滑油的循环流动方向。
在本公开的一个可选实施方式中，采用上述的滑油冷却系统进行航空发动机滑油冷却的方法包括以下步骤：
滑油泵9驱动滑油沿着滑油回路10流过齿轮箱6(本实施方式以齿轮箱为例，也可以是轴承等其他部位)，为齿轮提供润滑和冷却后，滑油吸热升温，滑油泵9驱动吸热升温后的滑油从换热器7(例如滑油/液态金属换热器)上的滑油入口进入换热器7中；
在换热器7中，液态金属与滑油进行热量交换，滑油冷却后从换热器7流出并重新沿着滑油回路10流入齿轮箱6，为齿轮提供润滑和冷却，而液态金属吸热升温后从换热器7流出；
换热剂泵8(例如微型电磁泵)驱动吸热升温后的液态金属沿着换热回路11穿过发动机内涵通道中的一组压气机导叶内的通道，进入位于发动机外涵通道中的放热通道；
流经放热通道的液态金属在发动机外涵通道中与外涵气流进行热量交换，冷却后的液态金属从外涵通道流出，并穿过发动机内涵通道中的另一组压气机导叶内的通道，重新流入到换热器7中对滑油进行冷却。
优选的，上述方法用于对齿轮驱动涡轮风扇的齿轮箱所用滑油进行冷却或者对用于风扇轴承的滑油进行冷却。
在本公开的一个实施方式中，上述方法中，一组压气机导叶内的通道和另一组压气机导叶内的通道可以分别为：设置在低压二级压气机导叶5内部的二级导叶通道，以及设置在低压一级压气机导叶3内部的一级导叶通道。此时，液态金属沿着换热回路11的流动方式可以为：吸热升温后的液态金属从换热器7中流出后，穿过低压二级压气机导叶5内部的二级导叶通道流向外涵通道静子叶片2内部的(或外涵通道的流道壁面上的)放热通道，在放热通道中，液态金属与外涵气流12进行热量交换，外涵气流12吸热升温后进一步用于提高发动机推力，液态金属降温冷却后从外涵通道流出，并沿着换热回路11穿过低压一级压气机导叶3内部的一级导叶通道，重新流入换热器7中为滑油回路10中的滑油降温。
综上所述，本公开的航空发动机滑油冷却系统及滑油冷却方法，针对滑油冷却任务及未来航空发动机的燃油热沉紧缺、滑油冷却热量大等问题，设计了独立的滑油回路和换热回路，并且在外涵导向器内布置了放热通道，温度较高的换热剂流过外涵导向器内部的放热通道后降温并向外涵气流放热，即采用了温度较低的风扇外涵道冲压空气作为热沉，完全不消耗燃油热沉，同时外涵气流吸热后温度升高，更有助于提高发动机推力同时不产生气动损失；此外，系统还采用了自供电的微型电磁泵驱动换热剂循环主动冷却航空发动机风扇部位的滑油；系统整体结构更加简单，可靠性更高，更有利于后期维护。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，包括：
滑油回路，所述滑油回路中设置有滑油泵，用于使滑油沿着滑油回路循环流动；
换热回路，所述换热回路中设置有换热剂泵，用于使换热剂沿着换热回路循环流动；和
滑油/换热剂换热器，用于使滑油与换热剂进行热量交换，以冷却滑油，
其中，所述换热回路包括：
位于所述滑油/换热剂换热器内的与滑油回路进行热交换的吸热通道；
位于发动机内涵通道中的压气机导叶内的通道；和
位于发动机外涵通道中的与外涵气流进行热量交换的放热通道。
2.根据权利要求1所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
所述换热剂为液态金属。
3.根据权利要求2所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
所述放热通道为设置在发动机外涵通道中的静子叶片内部的通道。
4.根据权利要求2所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
所述放热通道为设置在发动机外涵通道的流道壁面上的通道。
5.根据权利要求1-4中任一项所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
所述换热剂泵为微型电磁泵。
6.根据权利要求5所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
采用热电器热端和热电器冷端的温差产生自供电源来驱动所述微型电磁泵。
7.根据权利要求6所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
所述热电器热端贴合在所述滑油/换热剂换热器的滑油入口，所述热电器冷端贴合在所述滑油/换热剂换热器的换热剂入口。
8.根据权利要求6所述的航空发动机滑油冷却系统，其特征在于，
所述热电器热端和所述热电器冷端是两个不同材料的半导体片。
9.一种采用根据权利要求1至8中任一项所述的航空发动机滑油冷却系统对航空发动机滑油进行冷却的方法，其特征在于，包括以下步骤：
滑油泵驱动吸热升温后的滑油流经滑油/换热剂换热器；
在所述滑油/换热剂换热器中，滑油与由换热剂泵驱动流经吸热通道的换热剂进行热量交换，冷却后的滑油重新流回所述滑油回路；
在所述滑油/换热剂换热器中与滑油进行热量交换后的换热剂由换热剂泵驱动沿换热回路穿过发动机内涵通道中的一组压气机导叶内的通道，进入位于发动机外涵通道中的放热通道；
流经放热通道的换热剂在发动机外涵通道中与外涵气流进行热量交换；
冷却后的换热剂穿过发动机内涵通道中的另一组压气机导叶内的通道，返回到所述滑油/换热剂换热器重新对滑油进行冷却。
10.根据权利要求9所述的方法，其特征在于，该方法用于对齿轮驱动涡轮风扇的齿轮箱所用滑油进行冷却或者对用于风扇轴承的滑油进行冷却。
CN201910379154.9A 2019-05-08 2019-05-08 航空发动机滑油冷却系统及方法 Pending CN109973224A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910379154.9A CN109973224A (zh) 2019-05-08 2019-05-08 航空发动机滑油冷却系统及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910379154.9A CN109973224A (zh) 2019-05-08 2019-05-08 航空发动机滑油冷却系统及方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109973224A true CN109973224A (zh) 2019-07-05

Family

ID=67073217

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910379154.9A Pending CN109973224A (zh) 2019-05-08 2019-05-08 航空发动机滑油冷却系统及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109973224A (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111636975A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
GB2589125A (en) * 2019-11-21 2021-05-26 Gkn Aerospace Sweden Ab Heat exchanger integration
CN113027538A (zh) * 2021-03-24 2021-06-25 北京航空航天大学 航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置
CN114215788A (zh) * 2021-11-30 2022-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种对转冲压压气机
CN114412644A (zh) * 2022-01-14 2022-04-29 北京空天技术研究所 基于液态金属回路的碳氢燃料发动机冷却方法及系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103362650A (zh) * 2012-04-01 2013-10-23 中航商用航空发动机有限责任公司 航空发动机的冷却系统及其方法
CN106812606A (zh) * 2016-12-19 2017-06-09 浙江科技学院 一种航空发动机冷却装置
CN106837552A (zh) * 2015-11-10 2017-06-13 通用电气公司 用于冷却飞行器发动机流体的方法及系统
US20180030897A1 (en) * 2016-02-03 2018-02-01 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine with thermoelectric system
CN108825311A (zh) * 2018-06-14 2018-11-16 中国航空发动机研究院 具有液态金属主动冷却的航空发动机高压涡轮导叶
US20190078452A1 (en) * 2017-09-11 2019-03-14 Safran Aircraft Engines Outlet guide vane for turbomachine, comprising a lubricant cooling passage equipped with a thermal conducting matrix compressed between the intrados and extrados walls

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103362650A (zh) * 2012-04-01 2013-10-23 中航商用航空发动机有限责任公司 航空发动机的冷却系统及其方法
CN106837552A (zh) * 2015-11-10 2017-06-13 通用电气公司 用于冷却飞行器发动机流体的方法及系统
US20180030897A1 (en) * 2016-02-03 2018-02-01 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine with thermoelectric system
CN106812606A (zh) * 2016-12-19 2017-06-09 浙江科技学院 一种航空发动机冷却装置
US20190078452A1 (en) * 2017-09-11 2019-03-14 Safran Aircraft Engines Outlet guide vane for turbomachine, comprising a lubricant cooling passage equipped with a thermal conducting matrix compressed between the intrados and extrados walls
CN108825311A (zh) * 2018-06-14 2018-11-16 中国航空发动机研究院 具有液态金属主动冷却的航空发动机高压涡轮导叶

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2589125A (en) * 2019-11-21 2021-05-26 Gkn Aerospace Sweden Ab Heat exchanger integration
GB2589125B (en) * 2019-11-21 2022-10-19 Gkn Aerospace Sweden Ab Heat exchanger integration
US11946416B2 (en) 2019-11-21 2024-04-02 Gkn Aerospace Sweden Ab Heat exchanger integration
CN111636975A (zh) * 2020-06-08 2020-09-08 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
CN111636975B (zh) * 2020-06-08 2021-12-07 清华大学 一种具有轴承降温功能的两涵道涡轮喷气式发动机
CN113027538A (zh) * 2021-03-24 2021-06-25 北京航空航天大学 航空发动机涡轮导向器叶片的高效冷却装置
CN114215788A (zh) * 2021-11-30 2022-03-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种对转冲压压气机
CN114412644A (zh) * 2022-01-14 2022-04-29 北京空天技术研究所 基于液态金属回路的碳氢燃料发动机冷却方法及系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109973224A (zh) 航空发动机滑油冷却系统及方法
US11685542B2 (en) Propulsion engine for an aircraft
EP3500492B1 (en) Propulsion engine for an aircraft
US11105340B2 (en) Thermal management system for an electric propulsion engine
US11125160B2 (en) Method and system for combination heat exchanger
EP1876328B1 (en) Heat exchange system in a turbofan engine
EP1944475B1 (en) Heat exchange system
US9175695B2 (en) Fluid-cooling device for a turbine engine propulsive unit
CN111017235B (zh) 一种能量优化的飞机机电系统热管理方法
CN108825311B (zh) 具有液态金属主动冷却的航空发动机高压涡轮导叶
US20110179767A1 (en) Cooling device for aircraft propeller
WO2011021270A1 (ja) 風力発電装置
US10823067B2 (en) System for a surface cooler with OGV oriented fin angles
CN114729599A (zh) 热交换器集成
US20150361891A1 (en) Air-Oil Heat Exchangers with Minimum Bypass Flow Pressure Loss
JP4848398B2 (ja) 風力発電装置
EP3054126A1 (en) Heat exchangers for thermal management systems
CN107040123A (zh) 风冷式永磁耦合器及对风冷式永磁耦合器降温的方法
US20230203955A1 (en) Outlet guide vane cooler
CN214930566U (zh) 一种机翼蒙皮
US10550722B2 (en) Heat exchange system for power gear box, a power gear box and a turbo engine with a power gear box
EP4336029A1 (en) A thermal management system for an aircraft
US20110182723A1 (en) Turbomachine aircraft propeller

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: 20190705