CN112189080B - 飞行器发动机的热气管的、穿过发动机壁的出口 - Google Patents

Abstract

在例如为飞行器发动机的机舱罩的壁(1)下方延伸的热交换回路的出口(2)被分成呈平行狭槽形式的开口(7)，这些开口沿纵向方向(X)是细长的并且沿横向方向(T)相继布置，以将热气分成多股流(9)，同时促进源自外部流(10)的新鲜气流(11)在中间层压板(8)上的流通。热气不会轻易地落回到壁(1)的外部面上，并且不会有损坏所述壁的风险，并且所述气体与新鲜的室外空气更有效地混合。开口设置有沿横向方向(T)和下游纵向方向(X)扩口的喷嘴(15)，以促进热气流和冷气流的混合。

Description

飞行器发动机的热气管的、穿过发动机壁的出口

技术领域

本发明涉及飞行器发动机的热气管的、穿过发动机壁的出口

背景技术

可用于本发明的飞行器发动机热气管属于热交换回路，该热交换回路从飞行器的相对冰冷的区域吸取冷气(通常是空气)，该区域例如为次级流动路径(如果存在的话)或主流动路径的压缩机，然后该冷气在热交换器中受到发动机的较热部分(应当被冷却)的加热，并且该冷气也可以是流体(例如润滑油或气体)。接着，热气通过穿过飞行器(例如，外机舱罩或外部定子壳体或内部定子壳体)的壁的开口释放到外部环境中。

所发生的情况是，排出的热气的温度高于壁的材料所能承受且不受损坏的温度，因此热气在散布之前先被洗涤，因此热气在燃气管的出口周围发生降解，并穿过该出口。

可能遇到这种困难的这种出口的示例可在文献FR 3 015 569-A、US 2007/0289309-A1、US 2001/0003897-A1、US 2017/0233091-A1以及EP 0536089-A1中找到。

发明内容

本发明被设计成避免这种损坏的风险，并且本发明基于使热气尽早脱离的想法设计成使热气远离出口附近的壁。通常在发动机操作期间在壁的外部面上流通的较冷气体的流通过保持保护性冷气体层而被利用。热气与冷气进行快速混合而不会停留在壁上，这样热气便变得无害。

本发明的总体定义是用于飞行器发动机的热气管的出口，该管在发动机壁的被称为内部面的面下方延伸，该面与壁的被称为外部面的面相反，该管连接到出口，该出口包括穿过壁的多个椭圆形且不同的开口，该开口的主伸长方向(X)与在普通的发动机操作期间冷气在外部面上的流的方向基本一致，开口在壁的、垂直于主伸长方向(X)的横向方向(T)上彼此相继；开口设置有缝翼，该缝翼沿横向方向扩口并且沿所述下游方向延伸超过所述开口的一个端部。

在以下描述中，通常将在其前面喷射热气体的面称为壁的外部面，而壁的相反面(热气管在该相反面的前面延伸)是内部面。在大多数情况下，外部面将对应于发动机的径向外表面，周围的冷气可以是外部大气。然而，外部面也可以对应于涵道式发动机的次级流动路径的内部面，然后冷气将成为在该流动路径中流通的次级流。此外，主伸长方向通常与发动机的纵向方向或轴向方向一致，并且横向方向与发动机的角方向一致。然而，该当前状况对于正确应用本发明来说不是必需的。被称为发动机的普通操作的操作对应于推动飞行器的操作。

通过将出口分成多个开口，冷气流能够在喷射的热气流之间切向于壁的外部面流动，从而同时保持冷气在出口前面的部分流动，这减少或防止热气返回壁的外部面，从而防止对壁的外部面的加热。缝翼促进热气流在开口下游附近的散布，并促进热气流与中间冷气流的快速混合。加强了壁的防热保护。

根据可能的改进，如果具有以下特征，则这些效果会更加突出，即：开口被下壁围绕或界定，该下壁被布置在壁的外部面(沿径向方向)上并且升高至外部面上方：热气在距外部面一距离处喷出，这使得冷气能够保持足够厚度的保护层。然后将缝翼布置在下壁的自由边缘处。

根据一些可能的改进，下壁可以具有沿主伸长方向倾斜的上边缘；下壁可以沿横向方向朝着上边缘扩口。

确实，由于下壁而引起的突出会增加壁上的流动阻力。通过将壁的外部面成形为在开口周围弯曲的凹陷可以减少该缺点，从而使下壁完全或部分地沉入外部面的整个部分下方。

根据另一种改进，对于开口中的每个，下壁在外部面上方可以具有不同的高度。

基于还可以改善基本设计的其他特征，开口可以沿纵向方向在流动方向上逐渐变细，并且下壁可以沿径向方向在横向方向上扩口。

可以建议将开口以大于开口在横向方向上的宽度的距离间隔开。

最后，如果管在到达出口之前被分成分别连接到多个开口的不同分支，则会获得更有规律的流动。

附图说明

现在将借助于以下附图更详细地描述本发明的各个方面、特征和优点，这些附图示出了本发明的一些非排他性的可能的实施例：

-图1是本发明的环境的图示；

-图2示出了热交换管的端部；

-图3更具体地示出了出口；

-图4精确地示出了本发明的特征性缝翼；

-图5、图6、图7、图8、图9、图10以及图11示出了本发明的一些变型实施例。

具体实施方式

图1示意性地示出了围绕飞行器发动机的机舱罩，该机舱罩的壁1设置有出口2，位于壁1下方的热交换回路3通过该出口通到所述壁外部，并且将先前从发动机的另一部件中抽出并已经参与了热交换的气体射流喷射出来。回顾一下，本发明不限于机舱罩上的使用，而是还可以涉及其他罩，例如外部定子壳体或内部定子壳体的罩。同样地，热交换回路3可源自发动机中的各个位置，热交换回路的路径也不是强制的，并且热交换使得能够对另一种同样普通的流体进行冷却。

参照图2，热交换回路3在其下游端部处包括管4，该管在壁1的内部面5下方延伸。在壁1的内部面5附近，管4被分成彼此不同且平行的分支6，其中，该分支的截面在到达壁1和出口2之前先减小后均匀，分支6连接到出口2并且通过出口2的多个开口7连通到外部，该多个开口穿过壁1。在图3中可以更好地看到该多个开口的布置。开口7彼此平行并且沿横向方向T(通常是发动机的角方向)彼此跟随，并且开口的形状是椭圆形的，开口的最大尺寸是沿纵向方向或主伸长方向X，该纵向方向或主伸长方向垂直于先前的开口在壁1上的纵向方向或主伸长方向(通常是发动机轴向方向)。开口7沿方向X的长度以及因此出口2沿方向X的长度可介于100mm至450mm之间；开口7沿方向T的宽度可介于5mm至30mm之间；出口2沿方向T的宽度可介于250mm至600mm之间；出口2的总面积可在约0.01m²至0.25m²之间变化。然而，对本发明的应用没有实际的尺寸限制。并且开口7与壁1的骨板8隔开，该骨板的宽度可以介于开口7的宽度的0.5倍至3倍之间，优选为开口7的宽度的1倍。

因此，由回路3喷射的热气(通常为空气)被分成分别占用分支6的热流9。热流的方向可以首先沿高度方向R(垂直于先前的两个方向X和L，并且通常与发动机的径向方向一致)在壁1的与内部面5相对的外部面12下方升高，然后转向并且在外部流10的作用下采取沿纵向方向X的移动分量，该外部流切向于冷气体(通常为外界空气)的壁1(通常向发动机的下游定向)。但是，流10被分成多股冷流11，冷流以非常大的流速在开口7周围流动并流过骨板8，流过出口2，该流速保持与壁1相切。该冷气体的流速在壁1的外部面12上阻碍热流9返回并防止该热流过热。此外，将热流和冷流分成交织流9和11促进了热流和冷流的更快混合，因此消除了出口2外部的热区域。

本发明的特征在图4中示出并且在开口7的每个处示出了位于流10的下游侧或尾侧的缝翼15。如先前的下壁一样，该缝翼是沿高度方向R的突出浮凸部，并且沿横向方向T向下游突出并扩口。这些缝翼15在开口7的出口处部分地引导热流9，从而增加热流与壁1的距离、热流沿横向方向T的传播以及热流与冷流11的混合。这些缝翼可直接布置在壁1的外部面12上或下壁13或14上。

可以通过各种方式对该设计进行补充，以期望对该设计进行完善。

图5示出了一种可能的布置，其中，开口7没有在外部面12处延伸而是在外部面稍上方处延伸，回路的分支6由在外部面12上突出并围绕开口7的下壁13延伸。下壁的高度可以介于5mm至30mm之间。通过这种布置，热流9通过下壁13的上边缘20在距壁1一距离处离开热交换回路3，这有助于保持开口7之间的冷空气流11。

在图5的图示中，下壁13具有恒定的高度。这种布置不是必需的并且可以考虑下壁14(图6)，下壁14的高度在开口7的主伸长方向(纵向方向X)上是可变的，因此上边缘20的方向沿该主伸长方向(纵向方向X)倾斜。如果该高度沿流10的下游方向减小，则可以促进热气的排出，但这使得热流9与外部面12之间的距离减小；相反，如果下壁的高度沿下游方向增加，则喷射更加困难，但是热流9反而保持离壁1更远，这也是有利的。当存在下壁13或14时，本发明的特征性缝翼15被布置在下壁13或14的上边缘20上。尽管未示出，但下壁13或14仍存在于以下附图的实施例中。

图7示出了略有不同的设计：标记为16的下壁具有彼此不同的高度，这对于热交换回路3是可以考虑的，在热交换回路中，气体的加热是不均匀的，然后，最高的下壁16被布置在分支6的、最热流9流经的端部处，最热流9应更加远离壁1而移动。对于下壁16的高度分布没有约束规则。

这些外下壁的一个缺点是这些外下壁产生额外阻力。通过将出口2布置在壁1的凹陷或凹穴17中(图8和9)，可以减小该额外阻力，从而使下壁的边缘20不会从壁1的、在凹穴17周围的主体部分21突出或较少地突出。外部压力使凹穴17中的冷流11转向，并因此保持其他实施例的特征和效果。这种布置对于目前考虑的下壁或任何种类的外部浮凸结构都是有利的。缝翼15也可以在主体部分21下方延伸。

先前的下壁具有规则形状的纵向截面。该条件也不是必须的，并且可以考虑在横向方向T上朝向上边缘20扩口的下壁22(图11)，这进一步有助于形成冷流11并将冷流维持在壁1上。

如图10所示，一种替代性实施例包括提供开口(现在标记为23)，该开口的截面向流10的下游逐渐变细。这种布置能够限制下壁对冷空气流11的影响并促进在出口下游再次形成冷空气层。

可以以许多其他不同方式来实现本发明。目前所示的开口7和23由平行于或倾斜于纵向方向X的、呈直线的侧边24和25(标记在图11中)界定，并且在端部由均为圆形的前缘26和后缘27界定，该前缘和后缘在上游和下游连接两个侧边24和25；但是，这些特征也不是必须的。开口7和23的形状和截面也可以彼此不同。

Claims (7)

1.飞行器发动机的热气管的出口(2)，所述热气管在发动机的壁(1)的被称为内部面(5)的面下方延伸，所述面与壁的被称为外部面(12)的面相反，所述热气管连接到所述出口(2)，所述出口包括穿过所述壁(1)的多个椭圆形且不同的开口(7)，所述开口的主伸长方向(X)与在普通的发动机操作期间冷气在所述外部面(12)上的流(10)的方向基本一致，所述开口在与所述壁(1)的垂直于所述主伸长方向(X)的横向方向(T)上彼此相继，其特征在于，所述开口设置有缝翼(15)，所述缝翼沿所述横向方向扩口并且沿下游方向延伸超过所述开口(7)的一个端部。

2.根据权利要求1所述的出口，其特征在于，所述开口被下壁(13，14，16，22)围绕并界定，所述下壁被布置在所述壁的外部面上并且沿径向方向(R)升高至所述外部面上方，所述缝翼被布置在所述下壁的上边缘(20)上。

3.根据权利要求2所述的出口，其特征在于，对于所述开口中的每个，所述下壁在所述外部面(12)上方具有不同的高度。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的出口，其特征在于，所述壁的外部面位于在所述开口(7)周围弯曲的凹陷(17)中。

5.根据权利要求1至3中任一项所述的出口，其特征在于，所述开口沿纵向方向逐渐变细，所述纵向方向与所述主伸长方向一致。

6.根据权利要求1至3中任一项所述的出口，其特征在于，所述开口以大于所述开口在所述横向方向上的宽度的距离间隔开。

7.根据权利要求1至3中任一项所述的出口，其特征在于，所述热气管在到达所述出口(2)之前被分成分别连接到多个所述开口的不同分支(6)。

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