CN111435056B - 热交换器 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及热交换器，其可例如用于气体涡轮引擎或用于其他应用。示例性实施方案包括热交换器(200)，该热交换器包括：外表面(201)，其用于与在外表面(201)之上通过的外部流体流(202)交换热量；第一流体通道(203)，其从第一流体入口(204)延伸穿过热交换器(200)至第一流体出口(205)，该第一流体通道(203)的第一部分(206)邻近外表面(201)沿着热交换器(200)延伸，以用于第一冷却流体穿过第一流体通道(203)以与外部流体流(202)交换热量；和第二流体通道(208)，其从第二流体入口(209)延伸穿过热交换器(200)至位于外表面(201)处的第二流体出口(210)，以将第二冷却流体从第二流体入口(209)递送到外部流体流(202)中。

Description

热交换器
技术领域
本公开涉及热交换器，其可例如用于飞行器的气体涡轮引擎或用于其他应用。
背景技术
热交换器是用于在流体之间传递热量的装置。热交换器可用于冷却或加热流体，并因此用于加热和冷却应用两者。在冷却应用中，热交换器可例如用于飞行器的需要连续或临时冷却的各个部件，诸如在气体涡轮引擎或其他飞行器部件的可能在操作期间经历高温的区域中，此类高温会损害被冷却部件的完整性。
可尤其适用于航空航天应用的一种类型的热交换器通常可称为表面热交换器。与通常使用多个板并交织流体流以在一对流体流之间交换热量的典型常规热交换器不同，表面热交换器具有单一外表面以在交换器内流动的流体与沿外表面流动的外部流体之间交换热量。此类表面热交换器可以是平面的或平坦的形式，或者可以被成形为适形于外表面的形状。
现有表面热交换器的一个问题是，热交换器将需要足够大以处理在待冷却部件的整个工况期间变化的热负荷。然而，这些热负荷可在短时间内仅经历峰值加热，使得热交换器大多数时候大于所需的热交换器。这可能影响总体效率以及増加重量，这两者都是航空航天应用中的重要因素。
发明内容
根据第一方面，提供了一种热交换器，该热交换器包括：
外表面，该外表面用于与在该外表面之上通过的外部流体流交换热量；
第一流体通道，该第一流体通道从第一流体入口延伸穿过热交换器至第一流体出口，该第一流体通道的第一部分邻近外表面沿着热交换器延伸，以用于第一冷却流体穿过该第一流体通道以与外部流体流交换热量；和
第二流体通道，该第二流体通道从第二流体入口延伸穿过热交换器至位于外表面处的第二流体出口，以将第二冷却流体从第二流体入口递送到外部流体流中。
通过允许第二冷却流体进入到待冷却的外部流体流中，可在需要时通过消耗第二冷却流体来启用外表面的附加冷却，从而允许热交换器以较小的总体尺寸处理峰值冷却负荷或处理相同尺寸的较高峰值负荷。
第一流体通道的第二部分可邻近第二流体通道延伸以用于在第一冷却流体和第二冷却流体之间交换热量。因此，当第二冷却流体在通往第二流体出口的路上穿过第二流体通道时，第二冷却流体可从第一冷却流体中提取热量，从而在第二冷却流体流动时进一步増强热交换器的冷却容量。
第一流体通道的第一部分和第二部分可通过在第一流体通道的第一部分和第二部分之间平行于外表面延伸的热绝缘层彼此热绝缘。绝缘层防止热量在第一流体通道的第一部分和第二部分之间传递，从而使第一流体在第一出口处的温度下降。
热交换器还可包括第一冷却流体泵，其被构造成将第一流体从第一流体入口泵送通过第一流体通道至第一流体出口。
第一流体可处于气态。
热交换器还可包括第二冷却流体泵，该第二冷却流体泵被构造成将处于液态的第二冷却流体泵送通过第二流体通道。
第一冷却流体泵或第二冷却流体泵可例如为离心泵、螺杆泵或固定排量泵的形式。当第二冷却流体为液体形式时，螺杆泵或活塞泵可尤其适用于第二冷却流体泵。
第二流体出口可包括沿外表面的前缘延伸的多个孔口。
根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，其中该气体涡轮引擎的旁路管道包括根据第一方面的热交换器，该热交换器的外表面形成旁路管道的旁路气流表面。
根据第三方面，提供了一种操作热交换器的方法，该热交换器包括：
外表面，该外表面用于与在该外表面之上通过的外部流体流交换热量；
第一流体通道，该第一流体通道从第一流体入口延伸穿过热交换器至第一流体出口，该第一流体通道的第一部分邻近外表面沿着热交换器延伸，以用于第一冷却流体穿过该第一流体通道以与外部流体流交换热量；和
第二流体通道，该第二流体通道从第二流体入口延伸穿过热交换器至位于外表面处的第二流体出口，以将第二冷却流体从第二流体入口递送到外部流体流中，
该方法包括：
使第一流体流过第一流体通道以与外部流体流交换热量；以及
使第二流体流过第二流体通道并经由第二流体出口进入外部流体流，以进一步与外部流体流交换热量。
根据方第三方面的热交换器的特征可包括作为第一方面的一部分描述的任何一个或多个特征。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是用于飞行器的示例性气体涡轮引擎的示意性剖视图；
图2是示例性热交换器的示意性剖视图；
图3是图2的示例性热交换器的示意性平面图；
图4是作为沿常规类型的示例性热交换器的位置的函数的温度的示意图；
图5是根据本公开的作为沿示例性热交换器的位置的函数的温度的示意图；
图6是示出了根据本公开的操作热交换器的方法的示意图。
具体实施方式
图1示出了示例性气体涡轮引擎100的示意性剖视图。在引擎100的旁路管道101中，热交换器可设置在一个或多个位置102中，例如沿着旁路管道101的内表面或外表面或者在将引擎核芯104连接至外部短舱105的结构支撑出口导向叶片103的表面上。可采用不同类型的热交换器，在一些情况下使用矩阵式热交换器。可另选地使用在出口导向叶片103之前或之后具有安装到旁路流中的表面上的导热板的平坦表面热交换器。使用平坦表面热交换器的优点在于，尽管其可具有比类似尺寸的矩阵热交换器更低的性能，但其可提供接近零的附加阻力，从而保持引擎100的空气动力性能。然而，日益増加的需求使得平坦表面热交换器不太可行，因为热负荷由于诸如动力齿轮箱以及在引擎内部和飞行器上的增强电气化的特征而増加。
与高海拔处较低的推力和较高的冷却器空速相比，地面上的冷却负荷由于使用较慢、更热空气作为散热器的更高推力要求而通常高于高海拔处的冷却负荷。这意味着，虽然平坦表面热交换器可在高海拔有效地使用，但是当设计引擎时可能排除这种情况，因为当在地面或低水平面飞行中操作引擎时，热交换器不是足够有效的。
上述问题可通过使用混合流体热交换器来解决。对于在地面上以及在起飞或低水平面飞行中的操作，水或另一种类型的液体冷却剂可以开环方式泵送通过热交换器，以通过在热交换器的外表面的前缘处打开的孔口排出。然后使液体冷却剂与气流一起蒸发和流动。为了进一步増强冷却效果，液体冷却剂可在第一热区中以逆流方式流动至空气方向。当飞行器达到合适的高度和推力设定时，可停止开环冷却剂流量，并且仅使用旁路空气冷却剂流量操作热交换器。只要使用液体开环冷却剂，这就临时増加了热交换器负荷。
图2示出了示例性热交换器200，其中热交换器200的外表面201与在外表面201之上通过的外部流体流202交换热量。外部流体流202可例如为气体涡轮引擎的旁路流。第一流体通道203从第一流体入口204延伸穿过热交换器200至第一流体出口205。第一流体通道203的第一部分206邻近外表面沿热交换器200延伸，以使第一冷却流体通过外部流体流202并与外部流体流交换热量。第一冷却流体在与外表面201上的外部流体流202的方向相反的方向上穿过第一流体通道203的第一部分206。
第二流体通道208从第二流体入口209延伸穿过热交换器200至第二流体出口210。第二流体出口210位于外表面201处，使得第二冷却流体可从第二流体入口209进入外部流体流202中，这在其沿着外部表面201连同外部流体流202行进时提供附加冷却。因此，第二冷却流体优选为液体，这使得在液体一离开第二流体出口210处的第二流体通道208就蒸发时能够使用汽化的潜热来提供冷却。图2示出了外部流体流202内的沿着外表面201流动的第二冷却流体流214。
图2中的示例性热交换器200被分成两个热区211、212，其可由在第一流体通道204的第一部分206和第二部分207之间平行于外表面201延伸的热绝缘层213分开。在第一热区211中，第一流体通道203的第二部分207邻近第二流体通道208延伸，以用于在第一冷却流体和第二冷却流体之间交换热量。在该区211中，使用呈液体形式的第二冷却流体的比热容量。在第二热区212中，第二冷却流体的汽化的潜热连同进入气流202提供进一步的冷却。当不需要时，第二冷却流体可被关闭，并且仅旁路空气202可足以在第一冷却流体通过第一冷却流体通道203的第一部分206时冷却第一冷却流体。
热交换器200包括第一冷却流体泵215，其被构造成将气态的第一流体从第一流体入口204泵送通过第一流体通道203至第一流体出口205。第二流体泵216被布置用于将第二冷却流体泵送到第二流体入口209中。第二冷却流体可从冷却流体罐217抽出。第一泵215和第二泵216的操作可由控制器218控制，该控制器可例如形成用于气体涡轮引擎的总体控制器的一部分。
图3示出了图2的热交换器200的示意性平面图，其中第二流体出口210包括沿着热交换器200的外表面201的前缘301延伸的多个孔口302。每个孔口320对应于沿着热交换器200延伸的对应的多个第二流体通道中的一个第二流体通道的出口。还提供了对应的多个第一流体通道(未在图3中示出)。也可在外表面201上的不同位置处提供其他孔口和对应的流体通道。
图4和图5示意性地示出了作为沿示例性热交换器的位置x的函数的温度T的变化。图3示出了冷却流体在与外部流体流的流动方向相反的方向上沿着流体通道通过时针对该冷却流体的温度401的变化。外部流体流的温度402在流动方向上増大，而冷却流体的温度401随着其热量传递到外部流体流而降低。然后，冷却流体改变方向，并且从与外部流体流热接触的第一热区403进入与外部流体流热绝缘的第二热区404中。在第二热区404中，冷却流体的温度保持大致恒定。这些温度变化适用于常规类型的热交换器，以及当第二冷却流体流不能运行时适用于本文所示类型的热交换器。
图5示出了本文所述类型的示例性热交换器的温度变化，其中第二冷却流体在运行中。与常规热交换器一样，在第一热区503中，冷却流体(在这种情况下为第一冷却流体)的温度501a随着其在与外部流体流的流动方向相反的方向上沿着第一流体通道通过而减小，而外部流体流的温度502在流动方向上増大。当第一流体通道和第二流体通道在第二热区504中彼此相邻时，第一冷却流体的温度501b随着第二冷却流体的温度505a増加而继续降低。一旦第二冷却流体到达热交换器的外表面上的出口，汽化的潜热在温度505b随着外部流体流的温度502继续上升之前进一步冷却汽化区域506。
图6示意性地示出了操作本文所述类型的热交换器的示例性方法。在第一步骤在601中，该过程开始，并且在步骤602中，流体被泵送通过第一流体通道。在步骤603中，如果需要附加冷却，则方法前进至步骤604，其中冷却流体被另外泵送通过第二流体通道。如果继续需要附加冷却，则随着冷却流体通过第一流体通道，流体继续泵送通过第二流体通道。一旦不再需要附加冷却，该方法恢复到步骤602，并且流体停止泵送通过第二流体通道，从而回复至流体仅通过第一冷却流体通道。是否另外泵送流体通过第二冷却流体通道可根据诸如安装有热交换器的气体涡轮引擎的推力需求之类的因素来决定，或者可基于需要附加冷却的部件的温度读数来决定。
其他实施方案可包括使用一种或多种流体作为开环性能増强剂，使得可实现多个设计点。可使用不同的流体，诸如热流体或低温流体。在旁路中可使用除空气之外的流体。热交换器的放置可从旁路管道至其他位置变化，诸如在飞行器翼部、翼下短舱、推进器吊舱、尾翼、机身、前翼或可能带来有益效果的飞行器流体流的其它区域上。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (13)

1.一种用于飞行器的气体涡轮引擎的热交换器(200)，包括：
外表面(201)，所述外表面用于与在所述外表面(201)之上通过的外部流体流(202)交换热量；
第一流体通道(203)，所述第一流体通道从第一流体入口(204)延伸穿过所述热交换器(200)至第一流体出口(205)，所述第一流体通道(203)的第一部分(206)邻近所述外表面(201)沿着热交换器(200)延伸，以用于第一冷却流体穿过所述第一流体通道(203)以与所述外部流体流(202)交换热量；和
第二流体通道(208)，所述第二流体通道从第二流体入口(209)延伸穿过所述热交换器(200)至位于所述外表面(201)处的第二流体出口(210)，以将第二冷却流体从所述第二流体出口(210)递送到所述外部流体流(202)中；
其中所述第一流体通道(203)的第二部分(207)邻近所述第二流体通道(208)延伸，以用于在所述第一冷却流体和所述第二冷却流体之间交换热量，并且其中在通过所述第二流体通道(208)时至少部分的所述第二流体为液体。
2.根据权利要求1所述的热交换器(200)，其中所述第一流体通道(203)的所述第一部分(206)和所述第二部分(207)通过热绝缘层(213)彼此热绝缘，所述热绝缘层在所述第一流体通道(203)的所述第一部分(206)和所述第二部分(207)之间并平行于所述外表面(201)延伸。
3.根据权利要求1所述的热交换器(200)，还包括第一冷却流体泵(215)，所述第一冷却流体泵被构造成将所述第一流体从所述第一流体入口(204)泵送通过所述第一流体通道(203)至所述第一流体出口(205)。
4.根据权利要求3所述的热交换器(200)，其中所述第一流体为气态。
5.根据权利要求3或权利要求4所述的热交换器(200)，包括第二冷却流体泵(216)，所述第二冷却流体泵被构造成将处于液态的所述第二冷却流体泵送通过所述第二流体通道(208)。
6.根据权利要求1所述的热交换器(200)，其中所述第二流体出口(210)包括沿着所述外表面(201)的前缘(301)延伸的多个孔口(302)。
7.一种用于飞行器的气体涡轮引擎(100)，其中所述气体涡轮引擎(100)的旁路管道(101)包括根据前述权利要求中任一项所述的热交换器(200)，所述热交换器的外表面(201)形成所述旁路管道(101)的旁路气流表面。
8.一种操作用于飞行器的气体涡轮引擎的热交换器的方法，所述热交换器包括：
外表面(201)，所述外表面用于与在所述外表面(201)之上通过的外部流体流(202)交换热量；
第一流体通道(203)，所述第一流体通道从第一流体入口(204)延伸穿过所述热交换器(200)至第一流体出口(205)，所述第一流体通道(203)的第一部分(206)邻近所述外表面(201)沿着所述热交换器(200)延伸，以用于第一冷却流体穿过所述第一流体通道(203)以与所述外部流体流(202)交换热量；和
第二流体通道(208)，所述第二流体通道从第二流体入口(209)延伸穿过所述热交换器(200)至位于所述外表面(201)处的第二流体出口(210)，以将第二冷却流体从所述第二流体入口(209)递送到所述外部流体流(202)中，其中所述第一流体通道(203)的第二部分(207)邻近所述第二流体通道(208)延伸，以用于在所述第一冷却流体和所述第二冷却流体之间交换热量，并且其中在通过所述第二流体通道(208)时至少部分的所述第二流体为液体，
所述方法包括：
使所述第一流体流过所述第一流体通道(203)以与所述外部流体流(202)交换热量；以及
使包括液体的第二流体流过所述第二流体通道(208)并经由所述第二流体出口(210)进入所述外部流体流(202)，以进一步与所述外部流体流(202)交换热量。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所述第一流体通道(203)的所述第一部分(206)和所述第二部分(207)通过热绝缘层(213)彼此热绝缘，所述热绝缘层在所述第一流体通道(203)的所述第一部分(206)和所述第二部分(207)之间并平行于所述外表面(201)延伸。
10.根据权利要求8或9所述的方法，其中使所述第一流体流过所述第一流体通道的所述步骤包括使用第一冷却流体泵(215)来泵送所述第一流体。
11.根据权利要求10所述的方法，其中所述第一流体为气态。
12.根据权利要求10所述的方法，其中使第二流体流过所述第二流体通道的所述步骤包括使用第二冷却流体泵(216)来泵送处于液态的所述第二冷却流体。
13.根据权利要求8所述的方法，其中所述第二流体出口(210)包括沿着所述外表面(201)的前缘(301)延伸的多个孔口(302)。
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