CN114508426A - 用于燃气涡轮发动机的热管理系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机的热管理系统，该系统包括热交换器，热交换器包括第一侧和第二侧，其中第一侧与流过发动机的流动路径的流动路径空气接触。此外，该系统包括相对于热交换器定位的壳体，使得壳体和热交换器的第二侧限定被构造为从发动机接收引气的气室。此外，该系统包括：多个翅片中的至少一个，翅片在径向方向上从热交换器的第二侧向外延伸到气室中，并在周向方向上沿热交换器的第二表面延伸；或冲击板，冲击板限定多个冲击孔口，其中每个冲击孔口被构造为将气室内的引气的冲击射流引导到热交换器的第二侧上。

Description

用于燃气涡轮发动机的热管理系统
技术领域
本公开大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机的热管理系统。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段。在操作期间，压缩机区段逐渐增加进入发动机的空气的压力并将该压缩空气供应到燃烧区段。压缩空气和燃料在燃烧区段内混合并在燃烧室内燃烧以产生高压高温燃烧气体。燃烧气体在离开发动机之前流过由涡轮区段限定的热气路径。在这方面，涡轮区段将来自燃烧气体的能量转化为旋转能量。提取的旋转能量又用于旋转一个或多个轴，从而驱动燃气涡轮发动机的压缩机区段和/或风扇组件。每个轴经由容纳在一个或多个油槽(sump)内的一个或多个轴承可旋转地支撑在燃气涡轮发动机内。在这方面，在发动机的操作期间，油被供应到油槽以润滑轴承。
通常，燃气涡轮发动机包括冷却用于润滑轴承的油的热管理系统。例如，在一些构造中，热管理系统包括表面风冷油冷却器。通常，这种油冷却器安装在发动机内，使得冷却器的一侧与流过发动机的流动通道的空气接触。在操作期间，油被泵送通过冷却器并被流过流动通道的空气冷却。为了改善油和空气之间的热传递，油冷却器可以包括延伸到流动通道中的翅片。然而，如果翅片太大，通过流动通道的空气流可能受到负面影响(例如，边界流层可能分离，并且总压力损失可能超过期望的限度)。因此，油冷却器的冷却能力受到其翅片的最大尺寸(例如，轴向长度和/或径向高度)的限制。
因此，用于燃气涡轮发动机的改进的热管理系统将在该技术中受到欢迎。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践获知。
在一个方面，本主题涉及一种用于燃气涡轮发动机的热管理系统，燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于轴向中心线延伸的径向方向和围绕轴向中心线同心延伸的周向方向。热管理系统包括热交换器，热交换器包括第一侧和相对的第二侧，热交换器的第一侧与流过燃气涡轮发动机的流动路径的流动路径空气接触。此外，热管理系统包括相对于热交换器定位的壳体，使得壳体和热交换器的第二侧限定被构造为从燃气涡轮发动机接收引气的气室。此外，热管理系统包括：多个翅片中的至少一个，翅片在径向方向上从热交换器的第二侧向外延伸到气室中，并在周向方向上沿热交换器的第二表面延伸；或冲击板，冲击板限定多个冲击孔口，其中每个冲击孔口被构造为将气室内的引气的冲击射流引导到热交换器的第二侧上。
在另一方面，本主题涉及一种用于燃气涡轮发动机的热管理系统，燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于轴向中心线延伸的径向方向。热管理系统包括燃气涡轮发动机壁，燃气涡轮发动机壁至少部分地限定流动路径空气流过的流动路径，其中燃气涡轮发动机壁进一步限定腔，腔流体联接到流动路径并在径向方向上定位在流动通道的内侧或外侧。此外，热管理系统包括热交换器，热交换器包括第一侧和相对的第二侧，热交换器定位在腔内，使得热交换器的第一侧与流动路径空气接触。此外，热交换器的第二侧和燃气涡轮发动机壁在它们之间限定冷却通道，并且冷却通道从热交换器的前端处的流动路径延伸到热交换器的后端处的流动路径。此外，热交换器进一步包括从热交换器的第一侧延伸到燃气涡轮发动机的流动通道中的多个翅片。
在进一步方面，本主题涉及一种燃气涡轮发动机，燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于轴向中心线延伸的径向方向和围绕轴向中心线同心延伸的周向方向。燃气涡轮发动机包括机舱，机舱在与流动路径接触的内表面和形成机舱的外部的外表面之间在径向方向上延伸，其中机舱限定腔。此外，燃气涡轮发动机包括定位在腔内的热交换器，其中热交换器具有与来自机舱的外部的外部空气接触的第一侧和相对的第二侧，热交换器的第一侧与引气接触。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面和优点。包含在本说明书中并构成本说明书一部分的附图说明了本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是燃气涡轮发动机的一个实施例的示意横截面视图；
图2是燃气涡轮发动机的另一个实施例的放大示意横截面视图，示出了由发动机的机舱限定的冲压空气铲(scoop)；
图3是用于燃气涡轮发动机的热管理系统的一个实施例的简化示意图；
图4是用于燃气涡轮发动机的热管理系统的一个实施例的横截面视图；
图5是图4中所示的热管理系统的热交换器的一个实施例的替代横截面视图；
图6是用于燃气涡轮发动机的热管理系统的另一个实施例的横截面视图；
图7是用于燃气涡轮发动机的热管理系统的进一步实施例的横截面视图；和
图8是燃气涡轮发动机的热管理系统的又一实施例的简化示意图。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考当前公开的主题的示例性实施例，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例都是通过解释的方式提供的，不应被解释为限制本公开。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变化。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
此外，术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
此外，除非另有说明，，否则术语“低”、“高”或它们各自的比较级(例如，更低、更高，在适用的情况下)均指发动机内的特定属性或参数(例如速度或压力)的相对量级。例如，“低压涡轮”在通常低于“高压涡轮”的压力下操作。或者，除非另有说明，否则上述术语可按其最高级来理解。例如，“低压涡轮”可指涡轮区段内的最低最大压力涡轮，而“高压涡轮”可指涡轮区段内的最高最大压力涡轮。
一般而言，本主题涉及用于燃气涡轮发动机的热管理系统。具体地，在若干实施例中，热管理系统包括具有第一侧和相对的第二侧的热交换器。热交换器的第一侧与流过燃气涡轮发动机的流动路径(例如，旁通流动路径或压缩机流动路径)的流动路径空气接触。此外，热管理系统包括相对于热交换器定位的壳体，使得壳体和热交换器的第二侧限定气室(plenum)。气室又被构造成从燃气涡轮发动机接收引气。例如，在一些实施例中，引气从发动机的风扇区段排出。
在操作期间，热管理系统冷却支持燃气涡轮发动机的操作的一种或多种流体(例如，油)。更具体地，当流体被泵送通过热交换器的一个或多个通道或导管时，热量的第一部分从流体传递到流动路径空气。此外，热量的第二部分被传递到供应给气室的引气。因此，热管理系统允许来自流过热交换器的流体的热量从其两侧消散。
此外，热管理系统包括提高系统的冷却能力的一个或多个部件。例如，在一些实施例中，热管理系统包括在周向方向上沿着热交换器的第二表面延伸的多个翅片。在其他实施例中，热管理系统包括限定多个冲击孔口的冲击板。每个冲击孔口又被构造成将气室内的引气的冲击射流引导到热交换器的第二侧上。在这方面，周向翅片和冲击板增加了流过热交换器的流体(例如，油)与气室内的引气之间的热传递。由周向翅片和冲击板提供的增加的热传递提高了所公开的热管理系统的冷却能力，而不需要对流动通道空气产生不利影响的过大的翅片。
现在参考附图，图1是燃气涡轮发动机10的一个实施例的示意横截面视图。在图示的实施例中，发动机10被构造为高旁通涡轮风扇发动机。然而，在替代实施例中，发动机10可被构造为桨扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴燃气涡轮发动机或任何其他合适类型的燃气涡轮发动机。
如图1所示，发动机10限定了纵向方向L、径向方向R和周向方向C。通常，纵向方向L平行于发动机10的轴向中心线12延伸，径向方向R从轴向中心线12正交向外延伸，并且周向方向C大体围绕轴向中心线12同心地延伸。
通常，发动机10包括至少部分地被环形机舱20包围的风扇14、低压(LP)线轴16和高压(HP)线轴18。更具体地，风扇14可以包括风扇转子22和联接到风扇转子22的多个风扇叶片24(示出一个)。在这方面，风扇叶片24在周向方向C上彼此间隔开，并且在径向方向R上从风扇转子22向外延伸。此外，LP线轴16和HP线轴18沿轴向中心线12定位在风扇14的下游。如图所示，LP线轴16可旋转地联接到风扇转子22，从而允许LP线轴16旋转风扇14。此外，在周向方向C上彼此间隔开的多个出口导向轮叶或支柱26在围绕LP线轴16和HP线轴18的外壳28与机舱20之间在径向方向R上延伸。因此，支柱26相对于外壳28支撑机舱20，使得外壳28和机舱20限定位于其间的旁通气流通道30。
外本体或壳体28大体上以串行流动顺序围绕或包围压缩机区段32、燃烧区段34、涡轮区段36和排气区段38。例如，在一些实施例中，压缩机区段32可包括LP线轴16的低压(LP)压缩机40和沿着轴向中心线12定位在LP压缩机40下游的HP线轴18的高压(HP)压缩机42。每个压缩机40、42又可以包括与一排或多排压缩机转子叶片46交叉的一排或多排定子轮叶44。此外，在一些实施例中，涡轮区段36包括HP线轴18的高压(HP)涡轮48和沿着轴向中心线12定位在HP涡轮48下游的LP线轴16的低压(LP)涡轮50。每个涡轮48、50又可以包括与一排或多排涡轮转子叶片54相互交叉的一排或多排定子轮叶52。
此外，LP线轴16包括低压(LP)轴56，HP线轴18包括围绕LP轴56同心定位的高压(HP)轴58。在此类实施例中，HP轴58可旋转地联接HP涡轮48的转子叶片54和HP压缩机42的转子叶片46，使得HP涡轮转子叶片54的旋转可旋转地驱动HP压缩机转子叶片46。如图所示，LP轴56直接联接到LP涡轮50的转子叶片54和LP压缩机40的转子叶片46。此外，LP轴56经由齿轮箱60联接到风扇14。在这方面，LP涡轮转子叶片54的旋转可旋转地驱动LP压缩机转子叶片46和风扇叶片24。
在几个实施例中，发动机10可以产生推力以推进飞行器。更具体地，在操作期间，空气(由箭头62指示)进入发动机10的入口部分64。风扇14将空气62的第一部分(由箭头66指示)供应到旁通气流通道30，并且将空气62的第二部分(由箭头68指示)供应到压缩机区段32。空气62的第二部分68进入压缩机区段32并沿压缩机区段32的压缩机流动路径69流动。特别地，空气62的第二部分68沿着压缩机流动路径69流过LP压缩机40，其中的转子叶片46逐渐压缩空气62的第二部分68。接下来，空气62的第二部分68沿着压缩机流动路径69流过HP压缩机42，其中的转子叶片46继续逐渐压缩空气62的第二部分68。空气62的压缩的第二部分68随后被输送到燃烧区段34。在燃烧区段34中，空气62的第二部分68与燃料混合并燃烧以产生高温高压燃烧气体70。此后，燃烧气体70流过HP涡轮48，HP涡轮转子叶片54从中提取第一部分动能和/或热能。这种能量提取使HP轴58旋转，从而驱动HP压缩机42。燃烧气体70然后流过LP涡轮50，其中LP涡轮转子叶片54从中提取第二部分动能和/或热能。这种能量提取使LP轴56旋转，从而经由齿轮箱60驱动LP压缩机40和风扇14。然而，在替代实施例中，LP轴56可以直接联接到风扇14，使得LP涡轮50直接驱动风扇14。燃烧气体70然后通过排气区段38离开发动机10。
此外，燃气涡轮发动机10包括一个或多个热交换器102。通常，热交换器102加热和/或冷却支持发动机10的操作的一种或多种流体(例如，油、燃料等)。因此，热交换器102定位在发动机10内，使得每个热交换器102的一侧与流过发动机10的流动通道的空气接触。如图所示，图1示出了热交换器102的各种合适位置。例如，如图所示，热交换器102相对于机舱20定位，使得热交换器102的内径向侧与流过旁通通道30的空气62的第一部分66接触。这种热交换器102可位于邻近风扇14或风扇14的上游或风扇14的下游。另外，如图所示，热交换器102相对于机舱20定位，使得热交换器102的外径向侧与擦洗机舱20的外表面的外部空气接触。此外，如图所示，热交换器102相对于外壳28定位，使得热交换器102的外径向侧与流过旁通通道30的空气62的第一部分66接触。此外，如图所示，热交换器102相对于外壳28定位，使得热交换器102的内径向侧与沿着压缩机流动路径69流动的空气62的第二部分68接触。此外，如图所示，热交换器102相对于发动机10定位，使得热交换器102的外径向侧与沿着压缩机流动路径69流动的空气62的第二部分68接触。然而，热交换器102的上述位置是作为示例提供的。因此，在替代实施例中，热交换器102可以定位在发动机10的任何其他合适的位置，和/或发动机10可以包括任何其他合适数量的热交换器102。
参考图2，在一些实施例中，机舱20限定冲压空气铲78。具体地，机舱20在限定旁通流动路径30的外边界的内表面80和限定机舱20的外部的外表面82之间沿径向方向R延伸。在这方面，冲压空气铲78从由外表面82限定的入口84向内延伸到机舱20的内部，并且然后向外延伸到由外表面82限定的出口86。如图所示，热交换器102定位在由机舱20限定的腔88内，使得热交换器102的内径向表面与流过旁通通道30的空气62的第一部分66接触，并且使得热交换器102的外径向表面与在机舱20的外表面82上擦洗的外部空气(由箭头90指示)接触。因此，外部空气90可经由入口84流入冲压空气铲78，并在经由出口86离开冲压空气铲78之前流过热交换器102的外径向侧。
提供上述以及图1和图2中所示的燃气涡轮发动机10的构造仅用于将本主题置于示例性使用领域中。因此，本主题可容易地适用于任何方式的燃气涡轮发动机构造，包括其他类型的基于航空的燃气涡轮发动机、基于船舶的燃气涡轮发动机和/或陆基/工业燃气涡轮发动机。
图3是用于燃气涡轮发动机的热管理系统100的一个实施例的简化示意图。一般而言，系统100将在上述以及图1和2中所示的燃气涡轮发动机10的背景中讨论。然而，所公开的系统100可以与具有任何其他合适构造的任何燃气涡轮发动机一起实施。
在若干实施例中，热管理系统100包括热交换器102。通常，热交换器102被构造为冷却支持燃气涡轮发动机10的操作的一种或多种流体。例如，在一个实施例中，热交换器102被构造为冷却用于润滑发动机10的一个或多个油槽和/或齿轮箱(例如，齿轮箱60)的油。这种热交换器102可以被称为表面风冷油冷却器。因此，热交换器102包括具有第一外侧106和相对的第二外侧108的热交换器本体104。如下文将描述的，热交换器本体104的第一外侧106和第二外侧108都被冷却。尽管图3示出了单个热交换器102，但是在替代实施例中，热管理系统100可以包括两个或更多个热交换器102。
此外，热交换器102可定位在燃气涡轮发动机10内的任何合适位置，该位置允许热交换器本体104的第一侧106与流动通道空气接触。通常，流动通道空气是流过发动机10的流动通道(例如旁通通道30、压缩机流动路径69等)的空气，其主要用于冷却以外的目的。例如，这样的目的包括推力(例如，流过旁通通道30的空气62的第一部分66)、燃烧(例如，流过旁通通道30的空气62的第二部分68)等。具体地，如图所示，在所示实施例中，热交换器102相对于机舱20的内径向表面或风扇管道72定位，使得热交换器本体104的第一侧106与流过发动机10的旁通通道30的空气62的第一部分66接触。在一个实施例中，热交换器本体104的第一侧106可以与机舱20的内径向表面72共面。因此，来自流过热交换器102的流体的热量被传递到空气62的第一部分66。然而，如上所述，在替代实施例中，热交换器102可以定位在燃气涡轮发动机10内的任何其他合适位置。
此外，在若干实施例中，热管理系统100包括壳体110。具体地，在这样的实施例中，壳体110相对于热交换器102定位，使得壳体110和热交换器110的第二侧108在它们之间限定气室112。例如，如图所示，在图示的实施例中，壳体110可以在径向方向R上从热交换器102的第二侧108向外定位，并且在径向方向R上从机舱20的外径向表面74向内定位。在这方面，气室112被构造成接收来自燃气涡轮发动机10的引气，以冷却热交换器的第二侧108。引气又是主要或仅用于冷却的气流。如下文将描述的，热管理系统100包括定位在气室112内的特征，其增加流过热交换器102的流体与气室112内的引气之间的热传递。然而，在替代实施例中，壳体110可以以任何其他合适的方式相对于热交换器102定位，使得壳体110和热交换器110的第二侧108在它们之间限定气室112。
引气可以从任何合适的源供应到气室112。例如，在图示的实施例中，热管理系统100包括从机舱20的邻近风扇14的一部分延伸的管道114。在这方面，少量的空气62的第一部分66从旁通通道30排出，用于冷却热交换器本体104的第二侧106。该引气然后流过管道114以输送到气室114。然而，在替代实施例中，管道114可以被构造为从任何其他合适的源向气室112供应引气，例如从旁通通道30的另一个合适位置或从压缩机流动路径69排出的空气。此外，在一些实施例中，气室114可以从由机舱20限定的冲压空气铲78(图2)接收外部空气90。
此外，在用于冷却热交换器本体104的第二侧108之后，引气从气室112排出。例如，在一个实施例中，使用过的引气经由管道116排放到燃气涡轮发动机10的外部。在另一个实施例中，使用过的引气经由管道118排放到与热交换器本体104的第一侧106接触的流动路径(例如，旁通通道30)。此外，在进一步实施例中，使用过的引气(例如，由图3中的箭头120指示)排放到燃气涡轮发动机10的机舱或罩下腔122。然而，在替代实施例中，使用过的引气可以从气室112排放到任何其他合适的位置。
此外，在一些实施例中，热管理系统100包括一个或多个阀。通常，阀被构造为控制到气室112的引气流。更具体地，当阀被打开时，引气流到气室112并且随后如上所述被排出。相反，当阀关闭时，流入和流出气室112的引气流被停止。在这方面，可以在发动机10的操作期间控制到气室112的引气的流动。例如，当通过热交换器102冷却的流体需要额外冷却时(例如，在高温环境下的高发动机负载期间)，可以打开阀以允许引气流过气室，从而增加系统100的冷却能力。相反，当流动通道空气为流过热交换器102的流体提供足够的冷却时，可以关闭阀。阀的这种关闭减少了从发动机10的流动通道中抽取的引气量，从而提高发动机10的效率。在一个实施例中，阀定位在气室114的上游。例如，如图所示，阀124可以与管道114串行定位。然而，在其他实施例中，阀定位在气室114的下游。例如，阀126可以与管道116串行定位和/或阀128可以与管道118串行定位。
图4和图5是用于燃气涡轮发动机的热管理系统100的一个实施例的放大视图。具体地，图4是热管理系统100的放大横截面视图，其中横截面大体沿纵向方向L截取。此外，图5是热管理系统100的替代放大横截面视图，其中横截面大体沿周向方向C截取。
如图所示，热交换器本体104在其中限定一个或多个流体通道130。通常，当流体流过流体通道130时，支持发动机10的操作的流体(例如，油)被冷却。在图示的实施例中，热交换器本体104限定五个流体通道130，其中每个流体通道130在周向方向C上延伸。然而，在替代实施例中，热交换器本体104可以限定任何其他合适数量的流体通道130和/或流体通道130可以在任何其他合适的方向上延伸。
在几个实施例中，多个翅片132可以联接到热交换器本体104的第一侧106。因此，翅片132可以远离热交换器本体104的第一侧106延伸，并进入流动路径空气流过的流动路径。例如，如图所示，在图示的实施例中，翅片132从热交换器本体104的第一侧106沿径向方向R向内延伸，并进入空气62的第一部分66流过的旁通通道30。在这方面，翅片132促进流过流体通道130的流体与空气62的第一部分66之间的对流热传递。此外，在图示的实施例中，翅片132在纵向方向L上沿着热交换器本体104的第一侧106延伸。即，翅片132的最长尺寸在纵向方向L上。因此，翅片132大体与空气62的第一部分66通过旁通通道30的流动对准。然而，翅片132可以沿着热交换器本体104的第一侧106在任何其他合适的方向上延伸。
此外，在几个实施例中，多个翅片134联接到热交换器本体104的第二侧108。更具体地，翅片134远离热交换器本体104的第二侧108延伸并进入气室112。例如，如图所示，在图示的实施例中，翅片134从热交换器本体104的第二侧180沿径向方向R向外延伸。此外，翅片134在周向方向C上沿着热交换器本体104的第二侧108延伸。即，翅片134的最长尺寸在周向方向C上。在这方面，翅片134改善了流过流体通道130的流体与气室112内的引气之间的热传递。此外，当翅片134与气室112中的引气流动的方向(本实施例中的周向方向C)对准时，在周向方向C上延伸的翅片134为系统提供改进的冷却能力，从而增加热交换器侧108的每单位横向长度(即，在本实施例中在纵向方向L上)的引气流动速率。即，对于给定的引气速度，周向对准(即，在周向方向C上)的翅片134和周向流动的引气增加引气和热交换器102之间的接触时间。
如上所述，热管理系统100被构造为冷却流过热交换器102的一种或多种流体(例如，油)。更具体地，当流体(由箭头136指示)流过热交换器102的冷却通道130时，热量从流体136传递到热交换器本体104、翅片132和翅片134。来自翅片132和热交换器本体104的第一侧106的热量又对流传递到流过旁通通道30的空气62的第一部分66。此外，引气流(由箭头138指示)经由管道114进入气室112。引气138然后在周向方向C上沿着翅片134和热交换器本体104的第二侧108流动。因此，来自翅片134和热交换器本体104的第二侧108的热量对流传递到引气138。在图示的实施例中，用过的引气122从气室112排放到罩下腔122中。然而，如上所述，用过的引气122可以从气室112排放到发动机10的外部或进入旁通通道30。
图6是用于燃气涡轮发动机的热管理系统100的另一个实施例的放大横截面视图。类似于图4和图5中所示的热管理系统100的实施例，图6中所示的热管理系统100包括在其间限定气室112的热交换器102和壳体110。然而，与图4和图5中所示的热管理系统100的实施例不同，图6中所示的热管理系统100不包括在周向方向C上沿热交换器本体104的第二侧108延伸的多个翅片134。相反，图6中所示的热管理系统100包括定位在气室112内的冲击板140。如图所示，冲击板140包括多个冲击孔口142。每个冲击孔口142又被构造为将气室112内的引气138的冲击射流(由箭头144指示)引导到热交换器本体104的第二侧108上。
与图4和5中所示的热管理系统100的实施例一样，图6的热管理系统100被构造为冷却流过热交换器102的一种或多种流体(例如，油)。更具体地，当流体136流过热交换器102的冷却通道130时，热量从流体136传递到热交换器本体104和翅片132。来自翅片132和热交换器本体104的第一侧106的热量又对流传递到流过旁通通道30的空气62的第一部分66。此外，引气138的流经由管道114进入气室112。引气138然后流过冲击孔口142。引气138作为冲击射流144离开冲击孔口142，冲击射流144指向热交换器本体104的第二侧108。冲击射流144在热交换器本体104的第二侧108上产生相对高的对流热传递系数。来自热交换器本体104的第二侧108的热量对流传递到引气138。冲击可以改进引气138和热交换器本体104的第二侧108之间的热传递，从而改进系统100的冷却能力。在图示的实施例中，用过的引气122从气室112排放到罩下腔122中。然而，如上所述，用过的引气122可以从气室112排放到发动机10的外部或进入旁通通道30。
图7是用于燃气涡轮发动机的热管理系统100的进一步实施例的放大横截面视图。类似于图4-6中所示的热管理系统100的实施例，图7中所示的热管理系统100包括热交换器102，该热交换器102具有与流过发动机10的流动通道的空气(即流过旁通通道30的空气62的第一部分66)接触的第一侧106。此外，类似于图4-6中所示的热管理系统100的实施例，图7中所示的热管理系统100包括从热交换器本体104的第一侧106延伸到燃气涡轮发动机10的流动通道中的多个翅片132。例如，如图7所示，在图示的实施例中，多个翅片132在径向方向R上从热交换器本体104的第一侧106向内延伸到旁通通道30中。
然而，与图4-6中所示的热管理系统100的实施例不同，图7中所示的热交换器102安装在由燃气涡轮发动机10的壁限定的腔内。这种壁还限定流动路径空气流过的流动路径，其中腔在径向方向R上向内或向外并且流体联接到流动路径。例如，如图7所示，在图示的实施例中，机舱20的内表面72限定腔76，腔76在径向方向R上向外定位并流体联接到旁通通道30。在这方面，热交换器102定位在腔76内，使得热交换器本体104的第一侧106与流过旁通通道30的空气62的第一部分66接触。此外，热交换器本体104的第二侧104和机舱20的内径向表面72在它们之间限定冷却通道146。具体地，冷却通道146可以从热交换器102的前端148处的旁通通道30延伸到热交换器120的后端150处的旁通通道30。此外，热交换器102可以经由一个或多个吊架152安装到机舱20。
在几个实施例中，多个翅片154可以联接到热交换器本体104的第二侧108。因此，翅片154可以远离热交换器本体104的第二侧108(例如在径向方向R上向外)延伸并进入冷却通道146。在这方面，翅片154促进流过冷却通道146的流体之间的热传递。此外，在图示的实施例中，翅片154在纵向方向L上沿着热交换器本体104的第一侧106延伸。因此，翅片154大体与通过冷却通道146的流对准。然而，翅片154可以沿着热交换器本体104的第二侧108在任何其他合适的方向上延伸。
类似于图4-6中所示的热管理系统100的实施例，图6的热管理系统100被构造为冷却流过热交换器102的一种或多种流体(例如，油)。更具体地，当流体流过热交换器102的冷却通道130时，热量从流体传递到热交换器本体104、翅片132和翅片134。来自翅片132和热交换器本体104的第一侧106的热量又对流传递到流过旁通通道30的空气62的第一部分66。此外，引气138的流进入邻近热交换器102的前端148的冷却通道146。引气138然后流过冷却通道146并沿着翅片154和热交换器本体104的第二侧108流动。因此，来自翅片154和热交换器本体104的第二侧108的热量对流传递到引气138。使用过的引气138然后被排放到邻近热交换器102的后端150的旁通通道30中。
图8是燃气涡轮发动机的又一热管理系统100的一个实施例的简化示意图。类似于图3所示的热管理系统100的实施例，图8所示的热管理系统100的实施例包括具有热交换器本体104的热交换器102，该热交换器本体104具有第一外侧106和相对的第二外侧108。然而，与图3所示的热管理系统100的实施例不同，在图8所示的热管理系统100的实施例中，热交换器102定位在由机舱20限定的腔92内，使得第一外侧106与在机舱20的外表面82上擦洗的外部空气90接触。在一个实施例中，热交换器本体104的第一侧106可以与机舱20的外表面82共面。因此，来自流过热交换器102的流体的热量被传递到外部空气90。在一些实施例中，暴露于外部空气的热交换器102的第一外侧106是平滑的(即，没有冷却翅片)。然而，在替代实施例中，第一外侧106可以具有冷却翅片。
此外，类似于图3所示的热管理系统100的实施例，图8所示的热管理系统100的实施例包括壳体110。具体地，在这样的实施例中，壳体110相对于热交换器102定位，使得壳体110和热交换器110的第二侧108在它们之间限定气室112。例如，如图所示，在图示的实施例中，壳体110可以在径向方向R上从热交换器102的第二侧108向内定位，并且在径向方向R上从机舱20的内表面80向外定位。在这方面，气室112被构造成从燃气涡轮发动机10接收引气以冷却热交换器的第二侧108。此外，类似于图3所示的热管理系统100的实施例，在图8所示的热管理系统100的实施例中，可以从任何合适的源(例如旁通通道30)接收引气。
此外，类似于图3所示的热管理系统100的实施例，图8所示的热管理系统100的实施例可以包括定位在气室112内的特征(例如，翅片134或冲击板140)，该特征增加了流过热交换器102的流体与气室112内的引气之间的热传递。
此外，类似于图3所示的热管理系统100的实施例，在图8所示的热管理系统100的实施例中，引气从气室112排出。例如，在一个实施例中，使用过的引气经由管道116排放到燃气涡轮发动机10的外部。在另一个实施例中，使用过的引气经由管道118排放到旁通通道30。此外，在进一步的实施例中，使用过的引气(例如，由图3中的箭头120指示)排放到燃气涡轮发动机10的机舱腔92。然而，在替代实施例中，使用过的引气可以从气室112排放到任何其他合适的位置。该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
一种用于燃气涡轮发动机的热管理系统，所述燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于所述轴向中心线延伸的径向方向和围绕所述轴向中心线同心延伸的周向方向，所述热管理系统包括：热交换器，所述热交换器包括第一侧和相对的第二侧，所述热交换器的所述第一侧与流过所述燃气涡轮发动机的流动路径的流动路径空气接触；壳体，所述壳体相对于所述热交换器定位，使得所述壳体和所述热交换器的所述第二侧限定被构造为从所述燃气涡轮发动机接收引气的气室；以及以下中的至少一个：多个翅片，所述多个翅片在所述径向方向上从所述热交换器的所述第二侧向外延伸到所述气室中，并在所述周向方向上沿所述热交换器的所述第二表面延伸；或冲击板，所述冲击板限定多个冲击孔口，每个冲击孔口被构造为将所述气室内的所述引气的冲击射流引导到所述热交换器的所述第二侧上。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中所述热管理系统包括多个翅片，所述多个翅片在所述径向方向上从所述热交换器的所述第二侧向外延伸到所述气室中，并在所述周向方向上沿所述热交换器的所述第二表面延伸。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中所述热管理系统包括限定所述多个冲击孔口的所述冲击板。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，进一步包括：阀，所述阀被构造为控制流入或流出所述气室的所述引气的流。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中所述阀定位在所述气室的上游。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中所述阀定位在所述气室的下游。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，进一步包括：管道，所述管道被构造为向所述气室供应所述引气。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的外部。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的流动通道。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的罩下腔。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中所述多个翅片对应于第一多个翅片，所述热管理系统进一步包括：第二多个翅片，所述第二多个翅片在所述径向方向上从所述热交换器的所述第一侧向内延伸到所述燃气涡轮发动机的所述流动通道中。
根据这些条项中的一个或多个所述的热管理系统，其中所述第二多个翅片在平行于所述燃气涡轮发动机的所述轴向中心线延伸的轴向方向上沿着所述热交换器的所述第一表面延伸。
一种用于燃气涡轮发动机的热管理系统，所述燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于所述轴向中心线延伸的径向方向，所述热管理系统包括：燃气涡轮发动机壁，所述燃气涡轮发动机壁至少部分地限定流动路径空气流过的流动路径，所述燃气涡轮发动机壁进一步限定腔，所述腔流体联接到所述流动路径并在所述径向方向上定位在所述流动通道的内侧或外侧；以及热交换器，所述热交换器包括第一侧和相对的第二侧，所述热交换器定位在所述腔内，使得所述热交换器的所述第一侧与所述流动路径空气接触，所述热交换器的所述第二侧和所述燃气涡轮发动机壁在它们之间限定冷却通道，所述冷却通道从所述热交换器的前端处的所述流动路径延伸到所述热交换器的后端处的所述流动路径，其中所述热交换器进一步包括从所述热交换器的所述第一侧延伸到所述燃气涡轮发动机的所述流动通道中的多个翅片。
一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于所述轴向中心线延伸的径向方向和围绕所述轴向中心线同心延伸的周向方向，所述燃气涡轮发动机包括：机舱，所述机舱在与所述流动路径接触的内表面和形成所述机舱的外部的外表面之间在所述径向方向上延伸，所述机舱限定腔；以及热交换器，所述热交换器定位在所述腔内，所述热交换器包括与来自所述机舱的所述外部的外部空气接触的第一侧和相对的第二侧，所述热交换器的所述第一侧与引气接触。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，所述热交换器的所述第一侧是平滑的。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中所述机舱限定通道，所述通道被构造为将所述引气供应到所述热交换器的所述第二侧。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的所述外部。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的流动通道。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述腔。
根据这些条项中的一个或多个所述的燃气涡轮发动机，进一步包括以下中的至少一个：多个翅片，所述多个翅片在所述径向方向上从所述热交换器的所述第二侧向外延伸到所述气室中，并在所述周向方向上沿所述热交换器的所述第二表面延伸；或冲击板，所述冲击板限定多个冲击孔口，每个冲击孔口被构造为将所述气室内的所述引气的冲击射流引导到所述热交换器的所述第二侧上。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机的热管理系统，所述燃气涡轮发动机具有轴向中心线并限定正交于所述轴向中心线延伸的径向方向和围绕所述轴向中心线同心延伸的周向方向，其特征在于，所述热管理系统包括：
热交换器，所述热交换器包括第一侧和相对的第二侧，所述热交换器的所述第一侧与流过所述燃气涡轮发动机的流动路径的流动路径空气接触；
壳体，所述壳体相对于所述热交换器定位，使得所述壳体和所述热交换器的所述第二侧限定气室，所述气室被构造为从所述燃气涡轮发动机接收引气；以及
以下中的至少一个：
多个翅片，所述多个翅片在所述径向方向上从所述热交换器的所述第二侧向外延伸到所述气室中，并在所述周向方向上沿所述热交换器的所述第二表面延伸；或
冲击板，所述冲击板限定多个冲击孔口，每个冲击孔口被构造为将所述气室内的所述引气的冲击射流引导到所述热交换器的所述第二侧。
2.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，其中所述热管理系统包括所述多个翅片，所述多个翅片在所述径向方向上从所述热交换器的所述第二侧向外延伸到所述气室中，并在所述周向方向上沿所述热交换器的所述第二表面延伸。
3.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，其中所述热管理系统包括限定所述多个冲击孔口的所述冲击板。
4.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，进一步包括：
阀，所述阀被构造为控制流入或流出所述气室的所述引气的流。
5.根据权利要求4所述的热管理系统，其特征在于，其中所述阀定位在所述气室的上游。
6.根据权利要求4所述的热管理系统，其特征在于，其中所述阀定位在所述气室的下游。
7.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，进一步包括：
管道，所述管道被构造为向所述气室供应所述引气。
8.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的外部。
9.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的流动通道。
10.根据权利要求1所述的热管理系统，其特征在于，其中来自所述气室的所述引气被排放到所述燃气涡轮发动机的罩下腔。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7398641B2 (en) * 2003-05-21 2008-07-15 Rolls-Royce Plc Aeroengine intake having a heat exchanger within an annular closed chamber
US20130219854A1 (en) * 2012-02-24 2013-08-29 Daniel T. Alecu Air-cooled oil cooler for turbofan engine
US20150291284A1 (en) * 2014-04-14 2015-10-15 Rohr, Inc. De-icing system with thermal management
US20170089264A1 (en) * 2015-09-30 2017-03-30 Siemens Energy, Inc. Spiral cooling of combustor turbine casing aft plenum
US20170328280A1 (en) * 2016-05-16 2017-11-16 Rolls-Royce Plc Heat sink
CN110005529A (zh) * 2018-01-04 2019-07-12 通用电气公司 热管理系统
CN111927628A (zh) * 2019-01-03 2020-11-13 通用电气公司 用于涡轮机的热交换器

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4254618A (en) 1977-08-18 1981-03-10 General Electric Company Cooling air cooler for a gas turbofan engine
US4738416A (en) * 1986-09-26 1988-04-19 Quiet Nacelle Corporation Nacelle anti-icing system
US5133194A (en) 1991-02-04 1992-07-28 United Technologies Corporation Air cycle machine and fan inlet/diffuser therefor
US7246482B2 (en) 2004-07-16 2007-07-24 Honeywell International, Inc. Gas turbine engine bleed air power assist system and method
GB2447228B8 (en) * 2007-03-06 2009-03-04 Gkn Aerospace Services Ltd Thermal anti-icing system
EP2075194B1 (fr) * 2007-12-27 2017-08-16 Techspace Aero Echangeur de chaleur air-huile pour turboréacteur, turboréacteur associé et utilisation dudit échangeur
GB0921484D0 (en) 2009-12-09 2010-01-20 Rolls Royce Plc Oil cooler
US8784047B2 (en) * 2010-11-04 2014-07-22 Hamilton Sundstrand Corporation Gas turbine engine heat exchanger with tapered fins
US9714610B2 (en) 2012-10-04 2017-07-25 United Technologies Corporation Low profile compressor bleed air-oil coolers
US10066550B2 (en) 2014-05-15 2018-09-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Fan by-pass duct for intercooled turbo fan engines
US9903274B2 (en) 2014-11-07 2018-02-27 General Electric Company Variable geometry heat exchanger apparatus
US20160369697A1 (en) 2015-06-16 2016-12-22 United Technologies Corporation Cooled cooling air system for a turbofan engine
BE1023289B1 (fr) * 2015-07-17 2017-01-24 Safran Aero Boosters S.A. Bec de separation de compresseur basse pression de turbomachine axiale avec conduit annulaire de degivrage
US10125684B2 (en) 2015-12-29 2018-11-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Surface cooler for aero engine
US10344711B2 (en) * 2016-01-11 2019-07-09 Rolls-Royce Corporation System and method of alleviating blade flutter
US20180328285A1 (en) 2017-05-11 2018-11-15 Unison Industries, Llc Heat exchanger
US11085372B2 (en) * 2018-07-18 2021-08-10 The Boeing Company Anti-ice system exhaust air disruptor

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7398641B2 (en) * 2003-05-21 2008-07-15 Rolls-Royce Plc Aeroengine intake having a heat exchanger within an annular closed chamber
US20130219854A1 (en) * 2012-02-24 2013-08-29 Daniel T. Alecu Air-cooled oil cooler for turbofan engine
US20150291284A1 (en) * 2014-04-14 2015-10-15 Rohr, Inc. De-icing system with thermal management
US20170089264A1 (en) * 2015-09-30 2017-03-30 Siemens Energy, Inc. Spiral cooling of combustor turbine casing aft plenum
US20170328280A1 (en) * 2016-05-16 2017-11-16 Rolls-Royce Plc Heat sink
CN110005529A (zh) * 2018-01-04 2019-07-12 通用电气公司 热管理系统
CN111927628A (zh) * 2019-01-03 2020-11-13 通用电气公司 用于涡轮机的热交换器

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