CN110239724A - 用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

本申请描述了用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法。示例系统包括：壳体，用于使离开发动机风扇系统的风扇的气流分叉；预冷器组件，设置在壳体内以从引气中去除热量；以及进气管，位于壳体内，用于将气流引导至预冷器组件。示例系统还包括至少一个转向器管道，其位于壳体内并联接到进气管以使气流围绕预冷器组件转向。至少一个转向器管道包括将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口。示例系统还包括至少一个阀，其用于控制通过进气管的气流量和通过至少一个转向器管道的气流量。

Description

用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法
技术领域
本公开大体上涉及用于冷却来自飞机发动机的引气(bleed air，排气)的系统和方法，并且更具体地，涉及用于将气流引导到预冷器组件和/或预冷器组件周围的系统和方法。
背景技术
在飞机发动机中，空气通过风扇抽吸到发动机的主入口中。风扇对气流加压，并且空气呈两个部分从风扇流出。空气的第一部分叉过发动机的核心，并且空气的第二部分叉过环绕发动机的核心的风扇管道。
在某些情况下，空气可从发动机的核心引导或排出，以提供环境控制系统(ECS)、防冻系统、飞机的一些其他类型的系统或其组合。从发动机的核心排出的这种空气通常被称为“引气”。ECS可以向飞机内的各个区域和系统(诸如像飞机的机舱)供应空气。在一些情况下，引气可能太热而不能用于机舱中、飞机的其他较低温度区域中或其他类型的区域中。因此，引气通常在通过飞机的机翼运送到ECS之前被冷却。预冷器通常用于冷却引气。预冷器(在本文中也称为预冷器组件)为这样一种装置或系统，其包括例如热交换器，以在引气运送至ECS之前冷却引气。
目前可用的预冷器通常使用流过发动机的核心周围的风扇管道的空气来冷却引气。例如，位于发动机舱内部的预冷器入口可用于将从发动机的风扇流出的一部分空气引导至预冷器。管道将预冷器入口连接到预冷器。进入预冷器入口的空气在供给到预冷器中之前通过管道减速或扩散。预冷器中的热交换器然后使用扩散的空气来冷却引气。
然而，用于冷却来自飞机发动机的引气的传统方法存在缺点。例如，在某些飞行条件期间，可能不需要冷却一些或所有引气，并且因此可阻塞或减少通向预冷器的流量。然而，当阻塞或减少通向预冷器的流量时，倾向于在预冷器入口阀和发动机风扇系统之间构成背压。此外，该背压可引起静压畸变(即，周向地围绕发动机的静压的变化)。这种背压和静压畸变会显著影响发动机风扇系统的性能。具体地，背压和静压畸变可降低发动机风扇系统的性能和效率，从而导致排气压力降低。
鉴于前述内容，需要改进的用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法。具体地，需要这样的用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法，其减小或消除预冷器入口阀和发动机风扇系统之间的背压。此外，需要这样的用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法，其减少或消除静压畸变。
发明内容
在一个示例中，描述了一种用于冷却来自飞机发动机的引气的系统。该系统包括：壳体，用于使离开发动机风扇系统的风扇的气流分叉(bifurcate)；预冷器组件，设置在壳体内以从引气中去除热量；以及进气管，位于壳体内，用于将气流引导至预冷器组件。该系统还包括至少一个转向器管道，该转向器管道位于壳体内并联接到进气管以使气流围绕预冷器组件转向，其中，至少一个转向器管道包括将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口。该系统还包括至少一个阀，该阀用于控制通过进气管的气流量和通过至少一个转向器管道的气流量。
在示例中，至少一个转向器管道包括第一转向器管道，并且至少一个阀包括第一阀。在示例中，该系统还包括致动器，该致动器用于使第一阀的门在(i)用于允许气流通过进气管到达预冷器组件的第一位置和(ii)用于防止气流通过进气管并允许气流通过第一转向器管道的第二位置之间移动。
在示例中，门在进气管内铰接地连接到壳体。在示例中，门定位于进气管的壁中。在示例中，致动器被配置成使门移动到第一位置和第二位置之间的多个位置，使得对于多个位置中的每个位置，气流的一部分通过进气管流动到预冷器组件，并且气流的其余部分通过第一转向器管道转向。在示例中，致动器被配置成基于离开预冷器组件的空气的热排出温度来选择门的位置。
在示例中，将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口定位在进气管的开口和环绕发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处。
在示例中，预冷器组件包括柱塞(ram，冲头)预冷器组件。
在示例中，壳体限定中心轴线，其中，进气管沿中心轴线限定，并且其中，至少一个转向器管道相对于中心轴线以一角度定位。
在示例中，壳体定位在风扇的后部。在示例中，壳体定位在附接到飞机机翼的支柱下方且在飞机发动机的核心上方。
在另一个示例中，描述了一种用于冷却来自飞机发动机的引气的系统。该系统包括：壳体，用于使离开发动机风扇系统的风扇的气流分叉；预冷器组件，设置在壳体内以从引气中去除热量；以及进气管，位于壳体内，用于将气流引导至预冷器组件。该系统还包括：转向器管道，该转向器管道位于壳体内以使气流围绕预冷器组件转向并进入发动机风扇系统的风扇管道中；门，联接到壳体并定位在进气管的壁中；以及致动器，用于使门在(i)允许气流通过进气管到达预冷器组件的第一位置和(ii)允许气流通过转向器管道的第二位置之间移动。
在示例中，门铰接地连接到壳体。
在示例中，转向器管道包括将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口，其中，出口定位在介于进气管的开口和环绕发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处。
在示例中，预冷器组件包括柱塞预冷器组件。
在示例中，壳体限定中心轴线，其中，进气管沿中心轴线限定，并且其中，转向器管道相对于中心轴线以一角度定位。
本文描述的系统的各种示例可以包括本文描述的系统的任何其他示例的任何部件、特征和功能的任何组合。
在另一个示例中，描述了一种用于具有发动机风扇系统和预冷器组件的飞机中的方法。该方法包括阻塞通向预冷器组件的气流。该方法还包括使气流围绕预冷器组件转向，以便在阻塞通向预冷器组件的气流时减小发动机风扇系统上的背压。该方法还包括将转向的气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中，以便从转向的气流中重新获得推力。
在示例中，将转向的气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中包括将气流在介于预冷器组件的进气管的开口和环绕发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处引回到风扇管道中。
在示例中，(i)阻塞通向预冷器组件的气流和(ii)使气流围绕预冷器组件转向包括使门从允许气流通过进气管到达预冷器组件的第一位置移动到用于使气流通过转向器管道转向的第二位置。
在示例中，当离开预冷器组件的空气的热排出温度低于设定的阈值温度时，阻塞通向预冷器组件的气流。
本文描述的方法的各种示例可以包括本文描述的方法的任何其他示例的任何部件、特征和功能的任何组合。
已讨论的特征、功能和优点可以在各种示例中独立地实现，或者可以在其他示例中组合，其进一步的细节可以参考以下描述和附图看到。
附图说明
被认为是说明性示例的特征的新颖特征在所附权利要求中进行阐述。然而，当结合附图阅读时，通过参考本公开的说明性示例的以下详细描述，将最好地理解说明性示例以及优选使用模式、进一步目标和其描述，其中：
图1示出了根据一个示例实施方式的飞机的透视图。
图2示出了根据一个示例实施方式的图1的飞机的示例发动机系统。
图3示出了根据一个示例实施方式的图2的发动机系统的侧视图，其中发动机舱的第一部分被隐藏。
图4A示出了根据一个示例实施方式的用于冷却引气的系统的俯视图，其中，转向器管道被阀阻塞。
图4B示出了根据一个示例实施方式的用于冷却引气的系统的俯视图，其中，进气管被阀阻塞。
图5示出了根据一个示例实施方式的用于冷却引气的系统的正视图。
图6A示出了根据一个示例实施方式的用于冷却引气的系统的透视图。
图6B示出了根据一个示例实施方式的用于冷却引气的系统的透视图，其中壳体的分叉表面从视图中隐藏。
图7示出了根据一个示例实施方式的可在用于冷却引气的系统中操作的基于处理器的控制系统的简化框图。
图8示出了根据一个示例实施方式的用于冷却引气的系统的俯视图。
图9示出了根据一个示例实施方式的具有发动机风扇系统和预冷器组件的飞机中的示例方法的流程图。
具体实施方式
现在将在下文中参考附图更全面地描述所公开的示例，附图中示出了一些但不是所有公开的示例。实际上，可以描述若干不同的示例，并且不应该将其解释为限于本文阐述的示例。相反，描述这些示例使得本公开将是彻底和完整的，并且将向本领域技术人员充分传达本公开的范围。
如上所述，用于冷却来自飞机发动机的引气的当前系统和方法具有缺点，包括当进气阀阻塞或减慢通向预冷器的流量时，倾向于在预冷器进气阀和发动机风扇系统之间构成性能降低的背压。根据本公开的方法和系统有益地提供改进的用于冷却来自飞机发动机的引气的方法和系统。在一个示例中，描述了一种系统，包括：壳体，用于使离开发动机风扇系统的风扇的气流分叉；预冷器组件，设置在壳体内以从引气中去除热量；以及进气管，位于壳体内，用于将气流引导至预冷器组件。该系统还包括至少一个转向器管道，该转向器管道位于壳体内并联接到进气管以使气流围绕预冷器组件转向，其中，至少一个转向器管道包括将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口。该系统还包括至少一个阀，该阀用于控制通过进气管的气流量和通过至少一个转向器管道的气流量。当入口阀阻塞或减慢通向预冷器的流量时，公开的系统有利地减小或消除了入口阀和发动机风扇系统之间的背压。
现在参考图1，示出了根据一个示例实施方式的飞机100。在该示例中，飞机100具有附接到机体106的机翼102和机翼104。飞机100包括附接到机翼102的发动机系统108和附接到机翼104的发动机系统110。机体106包括尾段112。水平稳定器114、水平稳定器116和垂直稳定器118附接到尾段112。发动机系统108和发动机系统110均可具有用于冷却引气(在该视图中未示出)的系统。下面更详细地描述发动机系统110。应当理解，参考发动机系统110描述的细节可以类似地应用于发动机系统108。
现在参考图2，示出了发动机系统110的特写透视图。发动机系统110包括发动机舱200。发动机舱200为用于发动机系统110的各种部件的壳体。如图所示，发动机舱200包括位于发动机系统110的第一侧203的第一区段206和位于发动机系统110的第二侧205的第二区段207。发动机系统110的发动机舱200与图1中的飞机100的机翼104通过结构202相关联。
在该说明性示例中，结构202相对于图1中的飞机100位于发动机系统110的后端。此外，发动机入口209位于发动机系统110的前端。结构202包括用于将发动机系统110安装到飞机100的机翼104的一个或多个不同的部件。在示例中，结构202包括支柱214和挂架216。
结构202、发动机舱200和发动机舱200内的部件一起可形成发动机系统110。在该说明性示例中，发动机舱200和发动机舱200内的部件可被称为“飞机发动机”。在其他示例中，发动机舱200、发动机舱200内的部件和结构202都可被称为“飞机发动机”，而不是发动机系统110。
如本文所使用的，当一个部件与另一个部件“关联”时，该关联为所描绘的示例中的物理关联。例如，通过固定到第二部件、结合到第二部件、安装到第二部件、焊接到第二部件、固定到第二部件或以一些其他合适的方式连接到第二部件中的至少一者，可认为第一部件(诸如发动机舱200)与第二部件(诸如图1中的机翼104)相关联。第一部件也可使用第三部件连接到第二部件。此外，通过形成为第二部件的一部分、形成为第二部件的延伸部分或两者，可以认为第一部件与第二部件相关联。
图3示出了图1-图2的发动机系统110的侧视图，其中发动机舱200的第一区段206从视图中隐藏。具体地，从关于图2中的线3-3截取的视图看到发动机系统110，其中发动机舱200的第一区段206被隐藏，使得在该视图中可以更清楚地看到发动机系统110的内部。参考图2和图3，发动机系统110包括发动机风扇系统201，其具有风扇208、发动机入口209和风扇管道302(参见图3)。发动机系统110还包括排气系统210。在示例中，风扇208为涡轮风扇。在操作期间，空气朝向风扇208在方向212上流动到发动机入口209中。风扇208使用该空气来产生通过发动机系统110的气流，从而为飞机100提供推力。
参考图3，该气流的一部分可被引导到发动机系统110的发动机核心300中，而该气流的另一部分可被引导通过发动机风扇系统201的风扇管道302。发动机系统110内的一个或多个空气动力学表面可将发动机系统110的第一侧203上的风扇管道的该部分与发动机系统110的第二侧205上的风扇管道分开。
发动机核心300接收从风扇208流出的一部分空气。风扇208可以围绕风扇208的中心轴线301旋转。风扇208的旋转可产生朝向发动机核心300的气流。从风扇208流出的空气可被称为“风扇空气”。该风扇空气的总压力可相对于中心轴线301径向地变化。例如，风扇空气的总压力可以从中心轴线301径向向外地增加且然后减小。从风扇208流出的风扇空气可以在中心轴线301和风扇208的外边缘之间具有最大总压力。
风扇管道302形成在发动机舱200和发动机核心300之间并被分成两个部分。具体地，风扇管道302的第一部分在第一表面303和第二表面305之间围绕发动机核心300形成。第一表面303和第二表面305可为与发动机舱200相关联的空气动力学表面。
发动机系统110还包括用于冷却引气的系统400。为简单起见，系统400由图3中的框表示，并且因此系统400的细节未在图3中示出。相反，系统400的示例细节在图4A-图6B中示出。
系统400被配置成冷却来自发动机系统110的引气。更具体地，系统400被配置成将一部分风扇空气运送到预冷器，以冷却从发动机核心300排出的空气。空气可以从发动机核心300排出，以用于向图1中的飞机100的一个或多个系统供应空气。这些系统可包括例如环境控制系统(ECS)、防冻系统或一些其他类型的系统中的至少一者。进入发动机核心300的风扇空气可被压缩机压缩以增加压缩机内的空气压力。该压缩空气可以喷射到燃烧室中并与燃烧室中的燃料一起燃烧。该压缩空气的一部分在运送到图1中的飞机100中的不同系统(例如，环境控制系统)之前运送到预冷器以待冷却。如本文所用，这部分压缩空气被称为“引气”。
现在参考图4A-图6B，更详细地描述了用于冷却来自发动机系统110的引气的系统400。图4A-图4B为系统400的俯视图的图示。此外，图5为相对于图3中的线5-5截取的系统400的正视图。更进一步地，图6A-图6B为系统400的透视图。
系统400包括壳体402，该壳体用于使离开发动机风扇系统201(参见图3)的风扇208的气流404分叉。壳体402包括用于使气流404分叉的第一分叉表面405a和第二分叉表面405b。如图4A-图4B中所示，气流404的第一部分(即，气流404a)围绕第一分叉表面405a行进，第二部分(即，气流404b)围绕第二分叉表面405b行进，并且第三部分(即，气流404c)行进到开口407中。在示例中，气流404为加压空气，其已离开风扇208并行进通过导向叶片(通常被称为“风扇出口导向叶片”或“出口导向叶片”)。
壳体402可定位在用于接收气流404的任何合适的位置处。通常，壳体402定位在风扇208的后部。在示例中，壳体402定位在支柱214下方且在发动机核心300上方(参见图3)。在其他示例中，壳体402定位在支柱214中或者定位在支柱214和环绕发动机风扇系统201的发动机舱200之间。
壳体402可由任何合适的材料制成。在示例中，壳体402包括金属(例如，铝、钛等)和/或复合材料(例如，具有层压蜂窝芯的复合面板)。在示例中，壳体402还包括绝缘材料，其可有助于保护系统400的部件免于由于发动机系统110内的高温而损坏。
系统400还包括预冷器组件406，该预冷器组件设置在壳体402内以从引气中去除热量。预冷器组件406包括一个或多个热交换器以冷却引气。在示例中，热交换器包括空气-空气热交换器。在该示出的示例中，预冷器组件406为具有柱塞入口的柱塞预冷器组件。在其他示例中，预冷器组件406为具有齐平入口的嵌入安装的预冷器组件。在预冷器组件406具有齐平入口的示例中，系统400可有助于减少或消除压力振荡。
系统400还包括位于壳体402内的进气管408，以将气流404引导至预冷器组件406。具体地，进气管408将进入开口407的气流404c引导至预冷器组件406。
系统400还包括至少一个转向器管道410，该转向器管道位于壳体402内并联接到进气管408以使气流404围绕预冷器组件406转向。具体地，至少一个转向器管道410使气流404c围绕预冷器组件406转向。至少一个转向器管道410包括出口412，以将气流404c引导到风扇管道302中(参见图4A-图4B和图5)。
如图4A-图4B和图6B所示，系统400还包括至少一个阀416，以控制通过进气管408的气流量404c和通过至少一个转向器管道410的气流量404c。至少一个阀416可被称为风扇空气调节阀(FAMV)。可以使用任何合适的阀来控制通过进气管408的气流量404c和通过至少一个转向器管道410的气流量404c。在示例中，阀416包括片状阀、蝶形阀、门阀、止回阀、闸阀、隔膜阀、刀型阀或旋塞阀。其他类型的阀也是可能的。此外，至少一个阀416可由任何合适的材料制成。在示例中，至少一个阀包括金属、复合材料或橡胶材料。
参考图4A-图4B和图7，至少一个阀416包括门420和致动器422(参见图7)，该致动器用于使门420在(i)用于允许气流通过进气管408到达预冷器组件406的第一位置424a和(ii)用于防止气流通过进气管408并允许气流通过转向器管道410的第二位置424b之间移动。门420在点421处在进气管408内铰接地连接到壳体402。此外，在该示例中，门420定位在进气管的壁426中。通过定位在壁426中，当门处于第一位置424a时，门420与壁426齐平或基本上齐平。该齐平布置允许通过进气管408的有效流动。
与用于冷却引气的已知系统相比，所公开的用于使气流围绕预冷器组件406转向的壳体402内的至少一个转向器管道410的布置用于消除或减小背压。传统系统包括用于控制通向预冷器的流量的入口阀，但是不包括使空气围绕预冷器转向的转向器管道。这些传统系统的缺点在于，当入口阀阻塞或减慢通向预冷器的流量时，倾向于在入口阀和发动机风扇系统之间构成背压。该背压可引起静压畸变(即，周向地围绕发动机的静压的变化)。传统的柱塞预冷器组件尤其遭受高背压。例如，在传统的柱塞预冷器组件中，背压可构成在介于通向预冷器的入口和风扇之间的一区域处(例如，对应于图3中的区域440的区域，该区域为系统400和风扇208之间的区域)。这种背压和静压畸变会降低风扇系统的性能，从而导致排气压力降低。所公开的至少一个转向器管道410的布置有助于减小或消除这种背压和静压畸变，从而避免降低排气压力。
在示例中，致动器422被配置成使门420移动到第一位置和第二位置之间的多个位置，使得对于多个位置中的每个位置，气流404c的一部分通过进气管408流动到预冷器组件406，并且气流404c的其余部分通过至少一个转向器管道410转向。致动器422可以为任何合适的致动器，其用于控制门420的位置。在示例中，致动器422包括液压致动器、气动致动器、电致动器、热致动器和/或磁致动器。通过在多个位置之间可移动，系统400允许期望量的气流404c流动到预冷器组件406，并且期望量的气流围绕预冷器组件406转向。
在示例中，致动器422被配置成基于离开预冷器组件406的空气的热排出温度来选择门420的位置。在实践中，离开预冷器组件406的空气的热引气温度应保持低于结构和操作温度极限。此外，离开预冷器组件406的空气的热排出温度可以基于飞机发动机的操作条件而变化。在实践中，不同的飞行条件可要求不同量的气流流动到预冷器组件406和不同量的气流围绕预冷器组件406。例如，在巡航条件期间，可关闭预冷器组件406，并且可将门420定位在第二位置424b，使得所有或基本上所有气流404c围绕预冷器组件406流过至少一个转向器管道410。在其他示例中，诸如在结冰条件或出故障条件(例如，发动机出故障或不起作用的阀)期间，门420可定位在第一位置424a，使得所有或基本上所有气流404c通过进气管408流动到预冷器组件406。在其他示例中，可期望允许给定百分比(例如，在约5％至约95％之间)的气流404c到达预冷器组件406，同时使其余部分的气流围绕预冷器组件406转向。在示例中，待被引导至预冷器组件406的期望百分比的气流404c与待转向的期望百分比的气流404c可取决于各种因素，包括但不限于飞行阶段、大气条件、机翼和发动机防冻、机舱压力和/或收容能力。在示例中，在爬升阶段或下降飞行阶段期间，允许给定百分比(例如，在约5％至约95％之间)的气流404c到达预冷器组件406，而其余部分的气流围绕预冷器组件406转向。
在示例中，系统400包括基于处理器的控制系统，该控制系统被配置成控制致动器422并调节门420的位置。图7示出了基于处理器的控制系统450的简化框图，其示出了这种基于处理器的控制系统可以包括的一些物理部件。如图7所示，基于处理器的控制系统450包括具有致动器422的阀416，通信接口452，处理单元454和数据存储装置456，所有这些都可通过系统总线、网络或其他连接机制458通信地链接在一起。
在该示例布置内，通信接口452用于提供与各种其他飞机元件(例如，ECS)的通信，并且因此可以采用各种形式，例如允许有线和/或无线通信。处理单元454包括一个或多个通用处理器(例如，微处理器)和/或一个或多个专用处理器(例如，专用集成电路)，并且可与通信接口整体或部分地集成。而且数据存储装置456包括一个或多个易失性和/或非易失性存储部件，诸如光学、磁性或闪速存储器，并且可以与处理单元整体或部分地集成。如图所示，作为示例，数据存储装置456包括非暂时性计算机可读介质并存储程序指令460，该程序指令可由处理单元454执行以实现本文描述的各种功能。在一个示例实施例中，程序指令460可执行以实行各种功能，包括例如(i)基于飞机发动机的操作条件选择门420的位置以及(ii)致使致动器422使门420移动到所选位置。
返回图4A-图6B，当全部或一部分气流404c围绕预冷器组件406转向时，转向的空气从出口412流出到风扇管道302中。该出口412将转向的空气重新引回到围绕发动机核心300流动的旁通流中。出口412可定位在风扇208下游的任何合适位置处，这允许空气重新引导到风扇空气中。在示例中，出口412定位在介于进气管408的开口407和发动机舱200的后缘462之间的一位置处(参见图3)。将转向的空气引导到风扇管道302中允许发动机系统110从转向的空气中重新获得推力。具体地，通过将转向的空气重新引导到风扇管道302中，发动机能够使用转向的空气来为发动机系统110提供额外的推力。由于转向的空气已通过风扇208加压，发动机系统110燃烧燃料以产生转向的加压空气。将转向的空气重新引导到风扇管道302中以从转向的空气中重新获得推力有助于发动机系统110提高发动机系统的燃料效率。
尽管在图4A-图6B的示例中，出口412将转向的空气引导到风扇管道302，但是在其他示例中，出口412可以定位成将转向的空气引导到其他位置。例如，在其他示例中，出口412将空气引导到发动机核心300中。在其他示例中，出口412将转向的空气引导到支柱214或挂架216内的位置。
在所示的示例中，壳体限定中心轴线428，并且进气管408沿中心轴线428限定(参见图4A-图4B)。在其他示例中，进气管408相对于中心轴线428偏心。此外，在该示出的示例中，至少一个转向器管道410相对于中心轴线428以约45度的角度定位。然而，其他角度也是可能的。例如，在其他示例中，至少一个转向器管道410相对于中心轴线以约5度至约90度定位。其他角度也是可能的。
此外，尽管在图4A-图6B的示例中，至少一个转向器管道410由单个转向器管道组成，但在其他示例中，至少一个转向器管道410包括多个转向器管道。例如，图8示出了壳体402，其包括第一转向器管道410a和第二转向器管道410b。此外，至少一个阀416包括用于控制通过转向器管道410a的流量的第一阀416a和用于控制通过第二转向器管道410b的流量的第二阀416b。在其他示例中，三个或更多个转向器管道是可能的。
图9示出了根据一个示例实施方式的示例方法500的流程图。图9中示出的方法500表示可以在具有发动机风扇系统和预冷器组件(例如像发动机风扇系统110和预冷器组件406)的飞机中使用的方法的示例。在一些实例中，所公开的系统的部件可以被配置为执行功能，使得所述部件实际被配置和构造成能够实现这种性能。在其他示例中，所公开的系统的部件可以布置为适于、能够或适合于执行功能，诸如当以特定方式操作时。方法500可以包括一个或多个操作、功能或动作，如框502-506中的一个或多个框所示。尽管以连续顺序示出了所述框，但是这些框也可以并行执行，和/或以与本文描述的顺序不同的顺序执行。而且，可以将各种框组合成更少的框，划分成附加的框，和/或基于期望的实施方式而去除。
应当理解，对于本文公开的这个和其他过程和方法，流程图示出了本示例的一种可能实施方式的功能和操作。如本领域技术人员合理地理解的，替代实施方式包括在本公开的示例的范围内，其中，功能可以与示出或讨论的顺序不同的顺序执行，包括基本上同时或相反的顺序，这取决于所涉及的功能。
在框502处，方法500包括阻塞通向预冷器组件406的气流404。在示例中，当离开预冷器组件的热排出温度低于设定的阈值温度时，阻塞通向预冷器组件406的气流404。在示例中，设定阈值温度为约350°F至约450°F之间的温度。然而，其他阈值温度也是可能的。
在示例中，在对机舱的引气需求低或机翼和发动机不需要防冻的情况下，气流404被阻塞或基本上被阻塞。在示例中，巡航飞行阶段为气流404被阻塞或基本上被阻塞的情况。在示例中，预冷器组件406为具有柱塞入口的柱塞预冷器组件或具有齐平入口的预冷器组件。
在框504处，该方法包括使气流404围绕预冷器组件406转向，以便在阻塞通向预冷器组件406的气流404时减小发动机风扇系统201上的背压。
在示例中，(i)阻塞通向预冷器组件406的气流404和(ii)使气流404围绕预冷器组件406转向包括使门420从允许气流通过进气管408到达预冷器组件406的第一位置移动到用于使气流通过转向器管道410转向的第二位置。
在框506处，该方法包括将转向的气流引导到发动机风扇系统201的风扇管道302中，以便从转向的气流中重新获得推力。
在示例中，将转向的气流引导到风扇管道302中包括将气流在位于预冷器组件406的进气管408的开口407和环绕发动机风扇系统201的发动机舱200的后缘462之间的位置处引回到风扇管道302中。
本文描述的示例系统和方法提供改进的用于冷却来自飞机发动机的引气的系统和方法。具体地，改进的系统和方法消除或减小了入口阀和发动机风扇系统之间的背压。此外，在转向的空气被重新引导到风扇208下游的气流中的示例中，所公开的系统利用加压的转向空气并使用它为飞机提供额外的推力。因此，所公开的系统和方法有助于同时降低背压并避免降低用于推力的排气压力。
除非另有说明，否则术语“第一”、“第二”等在本文中仅用作标记，而并非旨在对这些术语所涉及的项目施加顺序、位置或等级要求。此外，对例如“第二”项目的引用不要求或排除例如“第一”或较低编号的项目和/或例如“第三”或更高编号的项目的存在。
术语“基本上”是指所述特征、参数或值不需要精确地实现，而是偏差或变化(包括例如公差、测量误差、测量精度极限和本领域技术人员已知的其他因素)可以不排除所述特征旨在提供的效果的量发生。
如本文所使用的，与数值相关联的术语“约”表示该值向上或向下变化5％。例如，约100的值表示95到105(或在95到105之间的任何值)。
本文公开的系统和方法的不同示例包括各种部件、特征和功能。应当理解，本文公开的系统和方法的各种示例可包括本文中公开的系统和方法的任何其他示例的任何部件、特征和功能的任何组合，并且所有这些可能性都落在本公开的范围内。
已出于说明和描述的目的给出了对不同有利布置的描述，而并非旨在是穷举的或限于所公开形式的示例。许多修改和变化对于本领域普通技术人员来说是显而易见的。此外，与其他有利示例相比，不同的有利示例可描述不同的优点。选择和描述所选择的一个示例或多个示例以便最好地解释示例的原理、实际应用，并且使本领域的其他普通技术人员能够理解本公开的各种示例，其具有适合于特定使用预期的各种修改。
应当理解，本公开不限于所示的具体示例，并且修改和其他示例旨在包括在所附权利要求的范围内。此外，尽管前面的描述和相关附图在元件和/或功能的某些说明性组合的上下文中描述了本公开的示例，但是应当理解，在不脱离所附权利要求的范围的情况下，可以通过替代实施方式提供元件和/或功能的不同组合。
根据本公开的一个方面，提供了一种用于冷却来自飞机发动机的引气的系统，该系统包括：壳体，用于使离开发动机风扇系统的风扇的气流分叉；预冷器组件，设置在壳体内以从引气中去除热量；进气管，位于壳体内，用于将气流引导到预冷器组件；至少一个转向器管道，位于壳体内并联接到进气管以使气流围绕预冷器组件转向，其中，至少一个转向器管道包括将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口；以及至少一个阀，用于控制通过进气管的气流量和通过至少一个转向器管道的气流量。
该系统进一步被公开，其中，至少一个转向器管道包括第一转向器管道，并且其中，至少一个阀包括第一阀，该系统还包括致动器，该致动器用于使第一阀的门在(i)用于允许气流通过进气管到达预冷器组件的第一位置和(ii)用于防止气流通过进气管并允许气流通过第一转向器管道的第二位置之间移动。
该系统进一步被公开，其中，门在进气管内铰接地连接到壳体。
该系统进一步被公开，其中，门定位在进气管的壁中。该系统进一步被公开，其中，致动器被配置成使门移动到第一位置和第二位置之间的多个位置，使得对于多个位置中的每个位置，气流的一部分通过进气管流动到预冷器组件，并且气流的其余部分通过第一转向器管道转向。该系统进一步被公开，其中，致动器被配置成基于离开预冷器组件的空气的热排出温度来选择门的位置。
该系统进一步被公开，其中，将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口定位在介于进气管的开口和环绕发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处。
该系统进一步被公开，其中，预冷器组件包括柱塞预冷器组件。
该系统进一步被公开，其中，壳体限定中心轴线，其中，进气管沿中心轴线限定，并且其中，至少一个转向器管道相对于中心轴线以一角度定位。
系统被进一步公开，其中，壳体定位在风扇的后部。
该系统进一步被公开，其中，壳体定位在附接到飞机机翼的支柱下方且在飞机发动机的核心上方。
根据本公开的另一方面，提供了一种用于冷却来自飞机发动机的引气的系统，该系统包括：壳体，用于使离开发动机风扇系统的风扇的气流分叉；预冷器组件，设置在壳体内以从引气中去除热量；进气管，位于壳体内，用于将气流引导到预冷器组件；转向器管道，位于壳体内，用于将气流围绕预冷器组件转向并进入发动机风扇系统的风扇管道中；门，联接到壳体并定位在进气管的壁中；以及致动器，用于使门在(i)允许气流通过进气管到达预冷器组件的第一位置和(ii)允许气流通过转向器管道的第二位置之间移动。
该系统进一步被公开，其中，门铰接地连接到壳体。
该系统进一步被公开，其中，转向器管道包括将气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中的出口，其中，出口定位在介于进气管的开口和环绕发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处。
该系统进一步被公开，其中，预冷器组件包括柱塞预冷器组件。
该系统进一步被公开，其中，壳体限定中心轴线，其中，进气管沿中心轴线限定，并且其中，转向器管道相对于中心轴线以一角度定位。
根据本公开的另一方面，提供了一种用于具有发动机风扇系统和预冷器组件的飞机中的方法，该方法包括：阻塞通向预冷器组件的气流；使气流围绕预冷器组件转向，以便在阻塞通向预冷器组件的气流时减小发动机风扇系统上的背压；并且将转向的气流引导至发动机风扇系统的风扇管道中，以便从转向的气流中重新获得推力。
该方法进一步被公开，其中，将转向的气流引导到发动机风扇系统的风扇管道中包括将气流在介于预冷器组件的进气管的开口和环绕发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处引回到风扇管道中。
该方法进一步被公开，其中，(i)阻塞通向预冷器组件的气流和(ii)使气流围绕预冷器组件转向包括使门从允许气流通过进气管到达预冷器组件的第一位置移动到用于使气流通过转向器管道转向的第二位置。
该方法进一步被公开，其中，当离开预冷器组件的空气的热排出温度低于设定的阈值温度时，阻塞通向预冷器组件的气流。

Claims (15)

1.一种用于冷却来自飞机发动机的引气的系统，所述系统包括：
壳体，用于使来自发动机风扇系统的风扇的气流分叉；
预冷器组件，设置在所述壳体内以从所述引气中去除热量；
进气管，位于所述壳体内，用于将所述气流引导到所述预冷器组件；
至少一个转向器管道，位于所述壳体内并联接到所述进气管以使所述气流围绕所述预冷器组件转向，其中，所述至少一个转向器管道包括将所述气流引导到所述发动机风扇系统的风扇管道中的出口；以及
至少一个阀，用于控制通过所述进气管的气流量和通过所述至少一个转向器管道的气流量。
2.根据权利要求1所述的系统，其中，所述至少一个转向器管道包括第一转向器管道，并且其中，所述至少一个阀包括第一阀，所述系统还包括：
致动器，用于使所述第一阀的门在(i)用于允许气流通过所述进气管到达所述预冷器组件的第一位置和(ii)用于防止气流通过所述进气管并允许气流通过所述第一转向器管道的第二位置之间移动。
3.根据权利要求2所述的系统，其中，所述门在所述进气管内铰接地连接到所述壳体。
4.根据权利要求3所述的系统，其中，所述门定位在所述进气管的壁中。
5.根据权利要求3所述的系统，其中，所述致动器被配置成使所述门移动到所述第一位置和所述第二位置之间的多个位置，使得对于所述多个位置中的每个位置，所述气流的一部分通过所述进气管流动到所述预冷器组件，并且所述气流的其余部分通过所述第一转向器管道转向。
6.根据权利要求5所述的系统，其中，所述致动器被配置成基于离开所述预冷器组件的空气的热排出温度来选择所述门的位置。
7.根据权利要求1所述的系统，其中，将所述气流引导到所述发动机风扇系统的所述风扇管道中的所述出口定位在所述进气管的开口和环绕所述发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的位置处。
8.根据权利要求1所述的系统，其中，所述预冷器组件包括柱塞预冷器组件。
9.根据权利要求1所述的系统，其中，所述壳体限定中心轴线，其中，所述进气管沿所述中心轴线限定，并且其中，所述至少一个转向器管道相对于所述中心轴线以一角度定位。
10.根据权利要求1所述的系统，其中，所述壳体定位在所述风扇的后部。
11.根据权利要求1所述的系统，其中，所述壳体定位在附接到飞机机翼的支柱下方且在所述飞机发动机的核心上方。
12.一种用于具有发动机风扇系统和预冷器组件的飞机中的方法，所述方法包括：
阻塞通向所述预冷器组件的气流；
使所述气流围绕所述预冷器组件转向，以便在阻塞通向所述预冷器组件的气流时减小所述发动机风扇系统上的背压；以及
将转向的气流引导到所述发动机风扇系统的风扇管道中，以便从转向的气流中重新获得推力。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，将转向的气流引导到所述发动机风扇系统的风扇管道中包括将所述气流在介于所述预冷器组件的进气管的开口和环绕所述发动机风扇系统的发动机舱的后缘之间的一位置处引回到所述风扇管道中。
14.根据权利要求12所述的方法，其中，(i)阻塞通向所述预冷器组件的气流和(ii)使所述气流围绕所述预冷器组件转向包括：
使门从允许所述气流通过进气管到达所述预冷器组件的第一位置移动到用于使所述气流通过转向器管道转向的第二位置。
15.根据权利要求12所述的方法，其中，当离开所述预冷器组件的空气的热排出温度低于设定的阈值温度时，阻塞通向所述预冷器组件的气流。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114720141A (zh) * 2021-12-31 2022-07-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种飞机发动机进气道吸入高温气流的试验装置

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11808210B2 (en) * 2015-02-12 2023-11-07 Rtx Corporation Intercooled cooling air with heat exchanger packaging
CN113357011A (zh) * 2021-06-23 2021-09-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种发动机主流道引气结构
CN114684370A (zh) * 2021-12-29 2022-07-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种气囊流量控制双系统通风冷却进气道

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090007567A1 (en) * 2006-01-19 2009-01-08 Airbus France Dual Flow Turbine Engine Equipped with a Precooler
CN103661953A (zh) * 2012-09-21 2014-03-26 波音公司 用于控制气流冷却的热交换器系统和方法
US20150330309A1 (en) * 2014-05-13 2015-11-19 Rolls-Royce Plc Fluid system
CN106573680A (zh) * 2014-07-03 2017-04-19 通用电气公司 喷气发动机冷空气冷却系统
CN107191274A (zh) * 2016-03-15 2017-09-22 哈米尔顿森德斯特兰德公司 具有机动化压缩机的发动机引气系统
CN107757926A (zh) * 2016-08-19 2018-03-06 通用电气公司 用于电推进发动机的热管理系统

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5123242A (en) 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
US8024935B2 (en) 2008-11-21 2011-09-27 Honeywell International Inc. Flush inlet scoop design for aircraft bleed air system
US8397487B2 (en) 2011-02-28 2013-03-19 General Electric Company Environmental control system supply precooler bypass
US9927189B2 (en) 2011-07-20 2018-03-27 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft precooler heat exchanger
US9611050B2 (en) 2013-07-26 2017-04-04 The Boeing Company Auxiliary power unit inlet apparatus and methods
US9835093B2 (en) 2013-09-19 2017-12-05 The Boeing Company Contra-rotating open fan propulsion system
US9803546B2 (en) 2013-10-31 2017-10-31 The Boeing Company Dual inlets for a turbofan precooler
US9810147B2 (en) 2013-10-31 2017-11-07 The Boeing Company Angled inlet system for a precooler
US20150267644A1 (en) 2014-03-19 2015-09-24 The Boeing Company Integrated Primary Nozzle
US10054051B2 (en) 2014-04-01 2018-08-21 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircraft and related methods
US10094332B2 (en) 2014-09-03 2018-10-09 The Boeing Company Core cowl for a turbofan engine
US10316753B2 (en) 2014-09-19 2019-06-11 The Boeing Company Pre-cooler inlet ducts that utilize active flow-control and systems and methods including the same
US9828084B2 (en) 2015-05-06 2017-11-28 The Boeing Company Vibration dampening for horizontal stabilizers
US10040560B2 (en) 2015-09-30 2018-08-07 The Boeing Company Trailing edge core compartment vent for an aircraft engine
US10071815B2 (en) 2016-03-28 2018-09-11 The Boeing Company Thrust recovery outflow valves for use with aircraft

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090007567A1 (en) * 2006-01-19 2009-01-08 Airbus France Dual Flow Turbine Engine Equipped with a Precooler
CN103661953A (zh) * 2012-09-21 2014-03-26 波音公司 用于控制气流冷却的热交换器系统和方法
US20150330309A1 (en) * 2014-05-13 2015-11-19 Rolls-Royce Plc Fluid system
CN106573680A (zh) * 2014-07-03 2017-04-19 通用电气公司 喷气发动机冷空气冷却系统
CN107191274A (zh) * 2016-03-15 2017-09-22 哈米尔顿森德斯特兰德公司 具有机动化压缩机的发动机引气系统
CN107757926A (zh) * 2016-08-19 2018-03-06 通用电气公司 用于电推进发动机的热管理系统

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114720141A (zh) * 2021-12-31 2022-07-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种飞机发动机进气道吸入高温气流的试验装置

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