CN113260772A - 具有热致相变材料的飞机发动机循环系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机发动机循环系统，包括多层管道或管(11)，该多层管道或管(11)被布置成用于传递润滑剂使之往返于发动机的一个或多个轴承，该多层管道或管(11)包括：中心管道(12)，该中心管道(12)用于传递机油；以及外围管道(13)，该外围管道(13)包围该中心管道(12)。该多层管道或管限定空间(14)，该空间(14)包括被选择为以预定温度改变相的材料(15)。

Description

具有热致相变材料的飞机发动机循环系统

技术领域

本发明涉及一种避免燃气涡轮机中的机油润滑回路内焦化或碎屑累积的改进的替代方法，特别是针对飞机发动机。

背景技术

飞机发动机内使用机油作为多个轴承的冷却剂，这些轴承支撑发动机内的可旋转轴。典型的航空发动机在发动机的上游端处包括风扇，该风扇由位于风扇下游的涡轮机驱动。两者例如通过齿轮箱联接在一起，使得涡轮机产生的旋转动力驱动风扇以产生推力。

传递旋转扭矩的轴由一系列必须被润滑的轴承支撑。应当理解的是，由于燃气涡轮发动机内的温度，润滑剂也必须被冷却。这是通过使润滑剂循环通过热交换器并且将润滑剂返回至轴承来实现的。通过电动泵或机械地联接至涡轮机的泵来实现上述循环。

在正常运行中，泵使润滑剂循环，该润滑剂可以令人满意地润滑轴承，同时被(一台或多台)热交换器充分冷却。

通常，润滑剂是基于机油的，并且已经确定，无法将机油冷却会导致机油退化到一定程度，以至于在润滑剂回路(输送润滑剂的管道)内会开始发生焦化(在这种情况下，机油会发生热分解而留下固体残留物)。这带来了两个潜在的危害。

首先，随着焦化在管道表面上的累积，长时间的焦化会限制管道内部承载润滑剂的流动路径。这种堵塞可能导致缺乏流向轴承的必要的润滑剂。其次，存在来自焦化的碎屑会碎裂下来并且绕冷却剂/润滑剂路径循环的危险，从而导致对管道/机油雾喷射器等的潜在损坏或堵塞。

为了防止这些危险，热交换器被布置成将润滑剂充分冷却至防止焦化的安全水平，并且在大多数情况下这是足够的。

然而，尽管用热交换器冷却，但是另外两种情况仍可能导致焦化。

首先是在极高的温度下操作飞机，例如，需要长时间的滑行。在滑行时有两个相互矛盾的要求，即低推力以节省制动器消耗，同时要高发电量以满足客户的空调和其它机舱供应需求。满足这两种要求的常用方法是排出压缩机中的气流。这导致比理想工作的燃气涡轮高得多的芯温度。这减少了冷却气流并且防止热交换器将润滑剂冷却。

这样的示例之一是在约翰内斯堡机场的运行，那里的运行温度可能很高，再结合高海拔，会导致异常高的出口气体温度。

第二个更严重的问题是发动机停机。因为使机油基润滑剂循环的泵由发动机本身提供动力，所以当转子停止时，所有润滑剂循环都将停止。当发动机停机发生在会使发动机温度迅速升高的地点时，该第二个问题更加复杂。在发动机停止旋转(从而使机油循环泵停止)之后，存储的能量将散布遍及整个结构。同时，温度将逐渐接近环境温度。热部件将冷却，直到达到外部温度。但是，在冷部件(即，被机油润湿的部件)温度开始下降之前，它们首先会经历温度升高。这种瞬态环境取决于多个变量，诸如部件之间的接近度、环境温度、飞行员行为、结构内的泄漏、热条纹，飞行任务等。

对于第二个问题，目前尚未实现的可能的解决方案是使用飞机维修涡轮机提供的动力来使润滑剂循环和/或将飞机再次连接到地面电源以使润滑剂循环。

但是，尚不清楚使润滑剂循环是否足够，因为如果没有令人满意的空气流通过热交换器，那么即使使润滑剂循环，润滑剂温度也将开始升高。

润滑剂回路中焦化的常规解决方案是，作为飞机维护计划的一部分，监视冷却剂路径的状态，并且当冷却剂管道变得焦化时，更换冷却剂管道。这是昂贵且费时的并且使飞机暴露于未正确识别焦化的情况下。

发明人已经设计出一种替代方法来防止飞机发动机中的冷却剂回路焦化，而这解决了现有问题。

发明内容

本发明的方面在所附权利要求书中提出。

从本文描述的本发明的第一方面来看，提供了一种飞机发动机循环系统，所述飞机发动机循环系统包括导管，所述导管被布置成用于传递润滑剂使之往返于一个或多个轴承，所述导管包括中心管和外围管，所述中心管限定用于传递润滑剂的通路，所述外围管包围所述中心管并且在所述中心管的外表面和所述外围管的内表面之间限定空间，其中所述空间包含热致相变材料，所述热致相变材料被布置成在加热时变相。

通常，涡轮发动机出口结构将在550℃(摄氏度)的范围内运行。润滑油在被再循环之前被冷却至大约120℃的温度。在没有任何循环或冷却的情况下，机油温度迅速开始升高。

因此，扩大了被布置成传递润滑剂(和冷却剂)使之往返于飞机发动机轴承的常规导管，以延迟从结构到导管的热量吸收。传统的布置是通过由护套或双层壁结构覆盖的纯绝缘材料来产生上述延迟。

本文所述的发明通过用于传递或承载液体冷却剂(例如，机油)的内导管来提高热容量，从而提高所述延迟，该内导管被外层或护套包围，该外层或护套在内导管与该外层或护套之间限定空间。任何，该空间完全或部分填充有随温度升高而发生相变的材料。

发明人已经确定，以这种方式形成润滑剂回路提供了可以吸收来自发动机的多余热量的方式。具体地说，在改变相变材料的相时，吸收了通常已经通过承载润滑剂的管道的壁传导的并直接传导至润滑剂(例如，机油)的热量。这种热量吸收防止热量传导或穿过管壁到达润滑剂。

如上所述，关于上述相关问题，润滑剂的过度加热导致润滑剂(例如，机油)分解并且转化成固体残留物。

因此，这样的布置允许发动机在高温下停机和/或在高温下以低的热交换器效率运行而不会使润滑油过热。如上所述，这是通过选择一种材料包围主导管或中心导管来实现的，该主导管或中心导管在预定温度下开始发生相变。该相变通过延迟机油润湿的表面收敛到整个结构的渐近温度曲线的时间来吸收来自热发动机的不希望的热能。

术语相变是指材料从固体到液体，到气体的相变。在本发明中，可以选择相变材料，使得其仅在固体和半固体/液体之间改变相。这有利地避免了如果材料历经了三相改变所可能发生的在系统内的潜在压力增加。因此，有利地，可以选择材料以仅在固体和液体之间改变(或表示为半固态/半液态相)。

根据发动机规格以及可以使用的机油(或其它)润滑剂的类型，相变材料可以是任何合适的材料。例如，如果发动机需要更易于分解和焦化的特定机油润滑剂，则可以选择具有高能量吸收特性的相变材料。相反，如果使用更具恢复性的机油，则可以使用在较低温度下改变相的材料。

更进一步地，相变材料的厚度以及材料选择本身可以组合使用以优化系统的热量吸收性质。

从本文的教导中将认识到，将选择相变材料，使得其返回到预定温度以下的固态。在飞机正常飞行期间或长时间发动机停机后，相变材料可以冷却、耗散能量并且返回到固态，准备好在下一个循环中吸收能量。

在一个示例中，可以选择相变材料以在180℃和250℃之间将相从固态改变为液体。在另一示例中，可以将相变材料布置成在200℃和230℃之间改变相。在又一示例中，相变材料可以被布置成在约225℃下改变相。

发明人已经确定这些温度范围是有利的。

具体而言，已经确定，经受高于227℃(约440℉(华氏度))的温度的部件易于机油退化。更具体地讲，退化发生在机油的表面，在该表面处存在被更强烈地加热的边界层。在测试中已经确定，对于使用中的高级航空润滑油，焦化可能会在250℃(482℉)时开始焦化。

如上所述，针对相变材料选择的材料可以是任何合适的材料。如上所述，这可以是合适的金属，也可以是其它相移材料，诸如有机或无机相变材料(PCM)。示例包括但不限于有机盐和无机盐、无机共晶体、吸湿性材料、水合盐，有机溶液以及固体固体材料。

例如，合适的材料是H220，其熔点为220℃，密度为2000kg/m³(千克每立方米)，相移能为100kJ/kg(千焦每千克)。

例如，发明人已经确定上述H220相变材料可以方便地用于中心管和外围管之间的间隙中。这些盐不仅便于在制造这种系统中使用，而且它们在化学上是稳定的(飞机发动机的安全要求)，并且还能够吸收防止润滑剂的分解和损坏所必需的能量。

例如，发明人已经确定具有220℃的标称转变温度的相移材料可能是有利的。图7示出了本发明的技术益处，图7示出了发动机停机之后温度相对于时间的变化。

发明人还确定，取决于发动机和机油的热特性，也可以使用其它材料。例如，金属可以用作相变材料，诸如锂或类似的金属，其熔点为180℃。其它选择包括铅、锡和银合金。发明人已经确定，典型的10mm(毫米)直径管的由相移材料吸收的能量的估计应为约10kJ/m。这相当于大约3kWh的能量。

在另一种布置中，对于给定的飞机发动机应用，相变材料可以是具有合适的相变温度的金属，即等于或接近预定温度的相变(或熔化)温度，其中在该预定温度下可能会导致润滑剂损坏。

一个特别的问题是在泄漏的情况下对相移材料进行。一种有前途的方法是将相变材料存储在球形微球中。

使用诸如锡(Sn)和锂(Li)之类的金属的问题是热传导很高，导致不必要的高热量传递到油膜中。另外，这些金属中的密度相对较高，这在重量敏感应用(诸如用于飞行燃气涡轮)中是不利的。对于固定式涡轮机，重量是一个小问题。

可以为回路的不同区域或长度选择相变材料的组合，以允许优化回路的热量吸收性质。例如，回路的一些部分可能比其它部分更热，从而为沿着回路长度的某些部分提供更大的润滑剂焦化潜力。

关于内管和外管之间的间隔(separation)(相变材料位于其中)，沿径向测量并在中心管的外表面和外围管的内表面之间限定的间隔可以沿着回路的全部长度或回路的一部分的长度是大致恒定的。

有利地，中心管的外表面和外围管的内表面的径向间隔可以在0.5mm至1.5mm之间。更具体地说，中心管的外表面和外围管的内表面的径向间隔约为1mm。

发明人已经确定了这些范围的重要性是因为热传递是以下项中的一个或多个的结果：1)辐射、2)传导或3)对流。

已确定以下考虑事项很重要：

在发动机停机的情况下，最初有大量的辐射从热的涡轮叶片和机壳到较冷的机油导管。热量随后通过对流传递到介质(空气)中，并且在金属内通过传导最终遇到被机油润湿的表面。

对于空气，理想的间隙可能约为20mm。这对于航空航天尺寸是不切实际的，但是只要存在大于边界层的间隙且没有接触，那么空气布置就可以充分发挥作用。

任何用于延迟或增加耐热性的手段都会增加机油润湿的表面达到焦化温度的时间。另一方面，任何增加周围结构冷却的手段都会缩短使全面遍及的温度降低至焦化点以下的时间。

对于上述运行温度，焦化场景考虑因素包括：

1)如果保护内管免受辐射，则其将会被防护以免受直接辐射；

2)如果在隔热防护罩和内层之间设置适当的间隙，则可以防止在所建议的布置内的传导；

3)间隙中填充有相变材料，以防止热量从外防护罩传递到内机油润湿的内部(管)中；以及

4)如果布置仅限于对流(而这继而在层之间的每个部段之间具有边界阻力)。

双管的径向间隔沿着管的整个长度或管的一部分的长度也可能是不均匀的。例如，双管沿着回路的长度可以是同轴的，但是包围内管的相变材料具有变化的厚度。因此，可以提供沿着回路的不同热条件。更具体地说，可以优化系统的热量吸收和最小重量，这是发动机设计中的重要考虑因素。

例如，可以使用建模来计算或确定发动机的预期过热条件以及预定并应用到回路的相变材料的径向量。因此，能够以最小的到发动机的附加重量来提供用于发动机轴承的完全优化的冷却回路。

在一些区域中，可以确定不需要相变材料，即在润滑剂回路中存在最小的焦化风险。在这样的区域或区中，相变材料的厚度可以为零。相变材料的厚度变化之间的过渡例如可以是渐缩的(提供绝缘性质的渐变变化)或阶梯状的(提供绝缘性质的阶跃变化)。

内管和外管可以彼此同心，从而为内管提供围绕其周长的均匀且周向延伸的相变材料层。因此，均匀地保护了内管，使其不会在其整个圆周上过热。

管也可以具有相同的截面形状，例如圆形或椭圆形。在其它可选布置中，内管或外管可以具有不同的形状。例如，内管可以是圆形的和外椭圆形的。选择相应形状允许将不同量的相变材料定位在回路的不同侧上，以适应不同的热需求。

此外，内管和外管的形状以及形状的组合可以沿着回路的长度而改变，从而允许沿着回路的长度具有不同的热性质。因此，可以在经历较低温度的区设置相变材料的较薄部段。

所述管可以彼此同心地布置，或者可以有利地是不同心的，使得更多的相变材料位于所述管的较热的一侧上。根据发动机内特定区域的预定热条件，可以进一步沿着管的长度调节同心度。增材制造或挤压技术(extruding techniques)可以有利地提供这种优化。因此，可以防护集中在侧面上/距管外径最短距离处的辐射。

可以根据使用期间沿着导管的特定长度使用的管的预测和/或预定温度来选择中心管和外围管的径向间距和/或同心度。因此，该系统不仅沿着回路的长度而且绕回路的周向都允许完全优化热量吸收性质。可以最大化热量吸收，同时最小化重量增加。

该系统可以设置有合适的热交换器，该热交换器被布置成接收冷却剂/润滑剂以对其进行冷却并且将冷却剂/润滑剂返回至回路。

从另一方面来看，提供了一种对飞机发动机的一个或多个轴承进行润滑的方法，所述方法包括以下步骤：使润滑剂传递通过热交换器，并且通过润滑回路将润滑剂传递到飞机发动机中的一个或多个轴承，其中，所述润滑回路包括导管，所述导管被布置成用于传递润滑剂使之往返于一个或多个所述轴承，所述导管包括中心管和外围管，所述中心管限定用于传递润滑剂的通路，所述外围管包围所述中心管，并且在所述中心管的外表面与所述外围管的内表面之间限定空间，其中，所述空间包含热致相变材料，所述热致相变材料被布置成用于当被加热时改变相。

在这样的布置中，回路可以被构造成将润滑剂从一个或多个轴承返回到热交换器，以形成连续的回路。

从另一方面来看，提供了一种制造用于飞机发动机的润滑系统的方法，所述方法包括形成导管的步骤，所述导管被布置成用于传递润滑剂使之往返于一个或多个轴承，其中，所述导管包括中心管和外围管，所述中心管限定用于传递润滑剂的通路，所述外围管包围所述中心管，并且在所述中心管的外表面和所述外围管的内表面之间限定空间，其中，如果所述空间设置有热致相变材料，则所述空间被布置成用于当被加热时改变相。

回路可以由多个离散的部段或长度形成，每个部段或长度连接在一起以允许沿着内管的流体连通。可以使用多种技术来形成这些部段。有利地，在一种布置中，可以使用增材制造工艺来形成回路或其部段。例如，可以使用激光沉积或其它合适的技术来3D打印回路部段。这有利地允许产生复杂且精确的内部几何形状。

可以使用任何合适的增材制造技术，包括但不限于：

粉末床融合方法

直接金属激光烧结(DMLS)

电子束熔化(EBM)

选择性激光熔化(SLM)

选择性激光烧结(SLS)

直接金属线沉积

直接金属粉末沉积

因此，可以将管创建为用于整体解决方案的总管组件。

从另一方面来看，提供了一种用于飞机发动机的润滑装置，所述润滑装置包括多壁润滑剂回路，所述多壁润滑剂回路被布置成输送润滑剂使之往返于飞机发动机的一个或多个轴承，其中，所述润滑剂回路包括内壁和外壁，所述内壁限定中心导管，所述中心导管被布置成用于输送润滑剂，所述外壁限定所述回路的外表面，其中，在所述内壁和所述外壁之间限定的径向空间包括与内壁材料和外壁材料不同的材料。

在这样的布置中，该不同的材料可以是相变材料，其如本文所述地响应于预定温度而改变相。

从本文的教导中将认识到，提供了一种系统，该系统允许提供优化的热量吸收回路，该热量吸收回路对传统发动机的重量增加最小。

因此，从另一方面来看，提供了一种制造冷却系统的方法，其中所述冷却系统用于飞机发动机的轴承，所述方法包括以下步骤：

(a)确定或预测飞机发动机的将传递润滑剂的内部区域的预期运行温度；

(b)确定吸收所预测温度所需要的相变材料的所需厚度；以及

(c)形成润滑回路的一个或多个部段，所述一个或多个部段在内管周围具有与在每个发动机区域处所需的预定厚度相对应的相变材料厚度。

根据本文所述的发明，通过构造给定发动机的热“图”并且建立可能发生焦化的区域，可以完全优化润滑剂回路以使发生焦化的机会最小化。

附图说明

现在将参考附图仅以举例的方式描述本发明的各方面，其中：

图1示出了航空发动机轴承支撑和润滑回路的主要部件的简化示意图；

图2A、图2B和图2C示出了机油管内碳或焦化的逐步累积；

图3A和图3B示出了根据本文描述的发明的多层管道或管；

图4A和图4B示出了如何修改回路管的轮廓，以包括渐缩部段和/或阶梯状部段；

图5示出了不与外管同心的中心管或内管；

图6示出了如何沿着回路的全部长度或回路的一部分的长度来调节图5所示的概念；以及

图7示出了曲线图，其示出了发动机停机之后温度对时间的变化，从而示出了本发明的有益效果。

尽管本发明易于进行各种修改和替代形式，但是在附图中通过示例的方式示出了具体的实施例，并且在本文中对其进行了详细描述。但是，应当理解，所附附图和详细描述并非旨在将本发明限制为所公开的特定形式，而是本发明将覆盖落入所要求保护的发明的精神和范围内的所有修改、等同形式和替代形式。

将认识到，本文描述的(一个或多个)发明的形态的特征能够以任何合适的组合方便地且可互换地使用。

具体实施方式

图1是航空发动机轴承支撑和润滑回路的主要部件的简化示意图。

发动机1具有以虚线示出的外壳。风扇2位于发动机的前部(用F表示“前”)处。风扇产生一定比例的推力，该推力将空气朝向发动机的尾部(用A表示)驱动。如燃气涡轮发动机的操作领域的技术人员将理解的，中心轴3沿着发动机1的中心轴线穿过。轴3将风扇2联接至位于发动机后部处的涡轮机4。在运行中，空气被一个或多个压缩机5压缩并且被引入到燃烧室(未示出)中。燃烧室用被引导至涡轮机4的燃料点燃压缩空气。涡轮机的旋转导致风扇旋转，风扇将空气朝向发动机的尾部驱动，(与燃烧室的废气结合)产生推力来驱动飞机向前。

中心轴3旋转地安装在多个轴承6A至6D上，这些轴承支撑轴并且允许旋转运动。轴承由于其在发动机核心内的位置而在高速和高温下运行(通常在550℃下运行)。因此，不仅需要向轴承提供润滑剂以允许它们旋转，而且还需要将润滑剂冷却。

飞机发动机中使用的典型润滑剂是符合SAE AS5780的由许多机油制造商(包括BP、埃克森、壳牌、安德龙等)制造的机油。

现在将参照图1所示的示意图再次描述冷却回路。

每个轴承6A至6D通过供应导管8和返回导管9与热交换器7流体连通。图1中所示的流动路径仅用于说明，并且仅用于说明每个轴承都与热交换器7流体连通。流体由机械或电动泵(未示出)驱动，该机械或电动泵由发动机机械地或电动地驱动。

如本文所述，当发动机关停时，润滑剂通过导管8、9的循环停止，并且机油不再移动通过热交换器，该热交换器通常会使来自机油/润滑剂的热量消散。然后，机油的温度迅速升高。

本文所讨论的焦化问题是由于将机油润滑剂加热到高温而引起的，该高温通过在导管8、9的内壁的热表面上的碳的氧化和沉积而引起机油的化学分解。具体地，分解是化学过程的结果，受时间、温度和氧气/空气存在的影响。例如，使用阿伦尼乌斯(Arrhenius)方法，累积损伤是在损伤时的总时间，该损伤与暴露温度成指数关系。

参照图2A、图2B和图2C，示出了碳或焦化的逐步累积。随着时间的流逝(时间在2A到2C之间延伸)，焦化会在管9的内表面逐渐累积，从而使厚度逐渐增加，从而减小管9的内部流动路径10。

传统上，这个问题是通过在计划的维护或紧急的维护期间清洁和/或更换管来解决的。

图3A和图3B示出了本文所述的发明。

首先参考图3A，示出了多层管道或管11，其构成了图1中所示的全部循环路径或循环路径的一部分。该管道系统包括用于传递机油的中心管道12。包围管道12的是外围管道13，在图3A所示的示例中，该外围管道与中心管道同心，并且与中心管道隔开一径向间隔间隙r_s。

每个管都可以由任何合适的材料(诸如钢合金)形成。内管和外(外围)管之间的径向间隔限定包围内管12的空间14。发明人已经确定，通过用在预定温度下改变相的材料填充该空间14的全部或一部分，可以对内管12(及其机油内容物)进行热防护或热绝缘。

具体地，通过将热致相变材料引入到空间14中，可以吸收外部热量(该热量通常通过管道传导至机油)。在将材料从固态变为半固态或液相时吸收了热量。

举一个例子，可以将相变材料选择为选自下表的无机盐。它可以类似地是铅、锂、锌等。

锡和锂混合物的合金也是可行的，因为铅锡ASTM Sn50或锡铅L13701的熔化温度约为200℃。

图3B示出了系统回路的截面，其中中心管12、外围管13和相变材料15填充了该两个管之间的空隙。

图4A和图4B示出了如何修改回路管的轮廓，以包括渐缩部段和/或阶梯状部段。内部机油承载管的径向间隔可以与管的被加热侧间隔开，从而根据发动机的给定区或区域的特定加热在设计上提供灵活性。

图5示出了本文描述的发明的又一布置。这里，中心管或内管12不与外管13同心。这允许控制和调节机油承载内管12和外管13之间的相变材料的量。例如，如果图5所示的管的顶部特别热，则移动内管使其与外管不同心会增加相变材料的厚度，从而增加相变材料在回路的“热”侧上可能吸收的能量。

图6示出了如何沿着回路的全部长度或回路的一部分的长度调节图5所示的概念。

选择相变材料及其厚度的组合可以有利地用于优化系统的热量吸收能力。因此，可以为在发动机停机时过热的区域设置较大的相变材料厚度部段，以吸收较高的能量并且防止内管内的焦化。

导管可以由多个部段形成，该多个部段可以以常规方式制造或使用3D增材制造技术形成。

Claims (33)

1.一种飞机发动机循环系统，包括导管，所述导管被布置成用于传递润滑剂使润滑剂往返于一个或多个轴承，所述导管包括中心管和外围管，所述中心管限定用于传递润滑剂的通路，所述外围管包围所述中心管并且限定在所述中心管的外表面和所述外围管的内表面之间的空间，

其中，所述空间包含热致相变材料，所述热致相变材料被布置成用于在被加热时改变相。

2.根据权利要求1所述的系统，其中，选择所述相变材料以便在预定发动机温度以上从固体改变相。

3.根据权利要求1至2所述的系统，其中，选择所述相变材料以便以预定发动机温度从固相朝向液相改变相。

4.根据权利要求2或3所述的系统，其中，选择所述相变材料以在预定发动机温度以下返回到固相。

5.根据权利要求2至4中的任一项所述的系统，其中，所述相变材料被布置成在180℃至250℃之间改变相或开始改变相。

6.根据权利要求1至5中的任一项所述的系统，其中，所述相变材料被布置成在200℃至250℃之间改变相。

7.根据权利要求1至6中的任一项所述的系统，其中，所述相变材料被布置成以大约225℃改变相。

8.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述相变材料是选自有机盐或无机盐的组中的盐。

9.根据权利要求8所述的系统，其中，所述相变材料通常是H220熔融盐或H105盐。

10.根据权利要求1至7中的任一项所述的系统，其中，所述相变材料是金属。

11.根据权利要求10所述的系统，其中，所述相变材料选自锂、锌、铅或它们的合金中的一种。

12.根据权利要求10所述的系统，其中，所述相变材料是铁或含铁合金。

13.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，在所述中心管的外表面与所述外围管的内表面之间限定的径向间隔是大致恒定的。

14.根据权利要求13所述的系统，其中，所述中心管的外表面和所述外围管的内表面的所述径向间隔在0.5mm与1.5mm之间。

15.根据权利要求13或14所述的系统，其中，所述中心管的外表面和所述外围管的内表面的所述径向间隔为大约1mm。

16.根据权利要求1至12中的任一项所述的系统，其中，所述中心管的外表面和所述外围管的内表面的径向间隔沿着所述导管的长度是不均匀的。

17.根据权利要求16所述的系统，其中，沿着所述导管的长度的所述径向间隔是根据所述导管的局部区域的预定/预测的加热来选择的。

18.根据权利要求16或17所述的系统，其中，所述导管的一些区域具有0mm的径向间隔。

19.根据权利要求16至18中的任一项所述的系统，其中，径向间隔的变化是渐变的或阶跃的。

20.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述管是同心的。

21.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述管具有相同的截面形状。

22.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述管的截面形状是圆形或椭圆形的。

23.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，所述管的截面形状沿着所述导管的长度是不均匀的。

24.根据任一项前述权利要求所述的系统，其中，根据在使用中的所述管的在使用期间沿着所述导管的特定长度的预测和/或预定温度来选择所述中心管和所述外围管的径向间隔和/或同心度。

25.根据任一项前述权利要求所述的系统，进一步包括热交换器，所述热交换器被布置成接收润滑剂使润滑剂往返于所述中心管。

26.一种对飞机发动机的一个或多个轴承进行润滑的方法，所述方法包括以下步骤：使润滑剂传递通过热交换器，并且通过润滑回路将润滑剂传递到飞机发动机中的一个或多个轴承，

其中，所述润滑回路包括导管，所述导管被布置成用于传递润滑剂使润滑剂往返于所述轴承中的一个或多个轴承，所述导管包括中心管和外围管，所述中心管限定用于传递润滑剂的通路，所述外围管包围所述中心管并且限定在所述中心管的外表面与所述外围管的内表面之间的空间，

其中，所述空间包含热致相变材料，所述热致相变材料被布置成用于当被加热时改变相。

27.根据权利要求26所述的方法，其中，所述回路被构造成使所述润滑剂从所述一个或多个轴承返回到所述热交换器，以形成连续的回路。

28.一种用于飞机发动机的润滑系统的制造方法，所述制造方法包括形成导管的步骤，所述导管被布置成用于传递润滑剂使润滑剂往返于一个或多个轴承，

其中，所述导管包括中心管和外围管，所述中心管限定用于传递润滑剂的通路，所述外围管包围所述中心管并且限定在所述中心管的外表面和所述外围管的内表面之间的空间，

其中，所述空间设置有热致相变材料，所述热致相变材料被布置成用于当被加热时改变相。

29.根据权利要求28所述的制造方法，其中，使用增材制造工艺来形成所述系统。

30.一种用于飞机发动机的润滑装置，所述润滑装置包括多壁的润滑剂回路，所述润滑剂回路被布置成输送润滑剂使润滑剂往返于飞机发动机的一个或多个轴承，

其中，所述润滑剂回路包括内壁和外壁，所述内壁限定中心导管，所述中心导管被布置成用于输送润滑剂，所述外壁限定所述回路的外表面，

其中，在所述内壁和所述外壁之间限定的径向空间包括与内壁材料和外壁材料不同的材料。

31.根据权利要求30所述的润滑装置，其中，所述不同的材料是响应于预定温度而改变相的相变材料。

32.一种飞机发动机，包括根据权利要求1至25中的任一项所述的循环系统。

33.一种燃气涡轮，包括根据权利要求1至25中的任一项所述的循环系统。

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