CN116265332A - 改进的预冷器 - Google Patents

改进的预冷器 Download PDF

Info

Publication number
CN116265332A
CN116265332A CN202211624168.0A CN202211624168A CN116265332A CN 116265332 A CN116265332 A CN 116265332A CN 202211624168 A CN202211624168 A CN 202211624168A CN 116265332 A CN116265332 A CN 116265332A
Authority
CN
China
Prior art keywords
plates
heat exchanger
longitudinal direction
housing
lateral wall
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202211624168.0A
Other languages
English (en)
Inventor
胡安·托马斯·普列托帕迪利亚
迭戈·巴龙维加
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SL
Original Assignee
Airbus Operations SL
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations SL filed Critical Airbus Operations SL
Publication of CN116265332A publication Critical patent/CN116265332A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D9/00—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D9/0062—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the conduits for one heat-exchange medium being formed by spaced plates with inserted elements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D13/00—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft
    • B64D13/06—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned
    • B64D13/08—Arrangements or adaptations of air-treatment apparatus for aircraft crew or passengers, or freight space, or structural parts of the aircraft the air being conditioned the air being heated or cooled
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • B64D33/10—Radiator arrangement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F02C7/185—Cooling means for reducing the temperature of the cooling air or gas
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D9/00—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall
    • F28D9/02—Heat-exchange apparatus having stationary plate-like or laminated conduit assemblies for both heat-exchange media, the media being in contact with different sides of a conduit wall the heat-exchange media travelling at an angle to one another
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F13/00—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing
    • F28F13/06—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media
    • F28F13/08—Arrangements for modifying heat-transfer, e.g. increasing, decreasing by affecting the pattern of flow of the heat-exchange media by varying the cross-section of the flow channels
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F9/00—Casings; Header boxes; Auxiliary supports for elements; Auxiliary members within casings
    • F28F9/001—Casings in the form of plate-like arrangements; Frames enclosing a heat exchange core
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28D—HEAT-EXCHANGE APPARATUS, NOT PROVIDED FOR IN ANOTHER SUBCLASS, IN WHICH THE HEAT-EXCHANGE MEDIA DO NOT COME INTO DIRECT CONTACT
    • F28D21/00—Heat-exchange apparatus not covered by any of the groups F28D1/00 - F28D20/00
    • F28D2021/0019—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for
    • F28D2021/0021—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for aircrafts or cosmonautics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F19/00—Preventing the formation of deposits or corrosion, e.g. by using filters or scrapers
    • F28F19/002—Preventing the formation of deposits or corrosion, e.g. by using filters or scrapers by using inserts or attachments
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F2210/00—Heat exchange conduits
    • F28F2210/08—Assemblies of conduits having different features
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F2250/00—Arrangements for modifying the flow of the heat exchange media, e.g. flow guiding means; Particular flow patterns
    • F28F2250/02—Streamline-shaped elements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • Pulmonology (AREA)
  • Heat-Exchange Devices With Radiators And Conduit Assemblies (AREA)

Abstract

本发明属于热交换器领域、即安装在飞行器的动力装置中的预冷器组件。更特别地，本发明涉及体积受吊挂架限制和约束的预冷器的特定构架和集成，吊挂架将发动机固持至飞行器的机翼。

Description

改进的预冷器
技术领域
本发明属于热交换器领域、即安装在飞行器的动力装置中的预冷器组件。更特别地，本发明涉及体积受吊挂架限制和约束的预冷器的特定构架和集成，吊挂架将发动机固持至飞行器的机翼。
背景技术
在民用飞行器中，许多飞行器系统上使用空气“泄放”，这是因为空气泄放代表可靠且容易获得的动力源。使用来自航空发动机(比如涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机)的压缩机区段或来自辅助动力单元(APU)的泄放空气来实现并执行的任务的示例如下：
-通过将空气供应至环境控制系统来对飞行器机舱进行加压/空气调节；
-发动机起动；
-通过向机翼防冰系统和发动机防冰系统提供热空气来使重要零件保持无冰；以及
-水系统加压。
空气泄放系统典型地使用管道或导管、阀和调节器的网络将中高压空气从泄放区段输送至飞行器内需要泄放空气来进行任何上文所列任务的特定位置/系统。
当用于机舱加压/空气调节时，从发动机的压缩机区段分流的泄放空气必须首先通过使其穿过‘冷却回路’进行冷却(因为泄放空气在离开压缩机时的温度可能高达甚至高于500℃)，然后才引入飞行器机舱，该冷却回路可以包括空气对空气热交换器(即预冷器)，该空气对空气热交换器经由从流动穿过发动机短舱的出口导向叶片尾部的发动机风扇导管的旁通流中抽取的空气而被冷却。
现有的‘预冷器’设计设想的热交换元件的构架根据平行六面体形状布置，导致不利于在与周围元件(比如吊挂架)进行集成方面的灵活性。
发明内容
本发明通过提出根据权利要求1所述的热交换器、根据权利要求14所述的动力装置组件以及根据权利要求15所述的飞行器提供了前述问题的解决方案。在从属权利要求中限定了有利实施例。
根据本发明的第一方面，本发明提供了一种用于飞行器的热交换器，该热交换器沿纵向方向X-X’布置并且包括：
-壳体，该壳体限定内部腔室并且包括入口、出口以及第一侧向壁和第二侧向壁，该第一侧向壁和该第二侧向壁彼此相对并且在入口与出口之间延伸；该壳体被配置成与穿过入口的冷却剂入射流源处于流体连通，使得在热交换器的操作模式下，冷却剂流遵循纵向方向X-X’从入口流动穿过内部腔室到达出口；
-多个板，该多个板容纳在壳体的内部腔室中、大致平行于纵向方向X-X’延伸，该多个板中的每个板在第一侧向壁与第二侧向壁之间沿与纵向方向X-X’垂直的横向方向Y-Y’彼此间隔开；以及
-多个通道，该多个通道限定在毗邻的板之间；
其中，
该多个板中的每个板包括前缘，该前缘朝向入口定向并且被配置用于将冷却剂入射流朝向这些毗邻的通道分流；
这些板中的至少多个板包括内部中空区，该内部中空区被配置成与泄放热空气源处于流体连通并且在热交换器的操作模式下引导所述泄放热空气流动穿过内部中空区；
第一组板的前缘根据阶梯图案布置，使得每个前缘相对于入口和毗邻板的前缘布置在根据纵向方向X-X’的下游位置；
该热交换器进一步包括第一间隙，该第一间隙限定在第一组板与壳体的第一侧向壁之间，使得第一间隙允许在壳体的入口与出口之间建立冷却剂穿过第一组板的流体连通；并且
第一组板的每个前缘与第一侧向壁之间根据横向方向Y-Y’的距离沿纵向方向X-X’减小。
本热交换器包括部分地围成内部腔室的壳体。此壳体包括彼此相对的两个侧向壁，并且还包括上壁和底壁。进一步地，壳体包括入口和出口，其中，该入口和出口两者与热交换器的入口和出口相对应。具体地，入口适合于连接至冷却剂源，冷却剂入射流穿过该入口进入热交换器流向壳体外部。
热交换器沿方向X-X’的布置意味着并且应理解为提供到热交换器中以进行散热的冷却剂入射流基本上平行于所述方向X-X’行进。即，应理解，冷却剂流根据纵向方向X-X’流动。类似地，热交换器的主元件(即，多个板)基本上平行于所述方向X-X’布置，以有利于所述冷却剂入射流的移动并且使与旨在用于进行热交换性能(即，对在这些板内流动穿过板的相应内部中空区的泄放热空气进行散热)的表面的接触面积最大化。
包括在热交换器中(即，容纳在壳体的内部腔室中)的多个板沿纵向方向X-X’延伸。此外，每个板在壳体的两个侧向壁之间沿横向方向Y-Y’彼此间隔开。特别地，横向方向Y-Y’理解为从壳体的一个侧向壁到另一个侧向壁的、与纵向方向X-X’垂直的方向。
在实施例中，该多个板是大致平坦的。
在壳体的内部腔室中，在毗邻的板之间限定有通道。这些通道沿纵向方向X-X’从毗邻的板之间限定的进入区到流动路径下游的对应流出区穿过内部腔室的一部分，该流动路径根据所述纵向方向X-X’遵循通道。
每个板包括前缘，该前缘朝向入口定向以将冷却剂入射流朝向毗邻的通道分流。前缘是板的首先与冷却剂入流接触的部分。此外，至少一些板包括内部中空区，泄放热空气穿过该内部中空区。这些内部中空区适合于连接至泄放热空气源。
在操作期间(在热交换器的操作模式下)，冷却剂从入口进入内部腔室、平行于纵向方向X-X’流动穿过内部腔室到达出口，从而浸渍壳体的两个侧向壁以及布置在内部腔室内的所有板。冷却剂在所述通道的进入区处由面对冷却剂入射流的多个板前缘分流，然后流动穿过多个通道。在板内流动的泄放热空气与穿过多个通道的冷却剂之间进行热传递。
特别地，在冷却剂流与板内流动的泄放热空气之间建立大致垂直的交叉流，该泄放热空气可以是从发动机核心压缩机中泄放的高压热空气。因此，流动穿过通道的冷却剂流接触由泄放热空气的热能加热的板，从而促进热交换过程、将板内的泄放热空气的温度降低至合理水平以用于飞行器上的各种任务。一个这样的任务是客舱冷却，其中，供客舱冷却的空气必须首先由热交换器预冷，然后最终由空气调节系统冷却。
为了允许本发明的热交换器适配比当前热交换器的常规矩形或平行六面体几何形状更复杂的几何形状，并且因此能够利用其所要安装的地方中的大部分可用空间，第一组板根据阶梯图案布置。使得每个前缘相对于入口和毗邻板的前缘布置在根据纵向方向X-X’的下游位置。
换言之，属于所述第一组板的每个板的前缘相对于毗邻板的前缘布置在根据纵向方向X-X’的前向位置，即，更远离入口且更靠近出口。根据所述阶梯图案并且沿纵向方向X-X’，在此第一组板的板之间形成的通道的长度逐渐减小。如根据属于第一组板的板的大小之间所建立的几何关系(逐渐变短的平行板和通道)直接解释的，所述第一组板应包括位于板布置的两个侧向端之一处的板。
换言之，第一组板包括位于板组的相反两端处并且所有其他板在其之间的两个板之一、以及多个相邻部分。就此而言，应理解，所述第一组板面对、面向壳体的侧向壁之一(即，第一侧向壁)或朝向其定向，在第一组板与第一侧向壁之间限定无板的空的空间、间隙或区域，以允许冷却剂沿其路径从入口流至出口。
如前所述，为了适当地对所述第一组板的逐渐变短的通道供给在内部腔室内流动的冷却剂，在第一组板与毗邻的侧向壁(即，所述第一组板所面对(即面向)的第一侧向壁)之间限定无板的第一间隙或区域。具体地，进入的冷却剂在此第一间隙汇合，并且穿过该第一间隙，直到冷却剂到达在第一组板的板之间分别限定的每个通道，并且朝向热交换器的出口穿过通道。
所述第一间隙沿纵向方向X-X’缩窄。换言之，第一组板的每个前缘与第一侧向壁之间根据横向方向Y-Y’的距离沿纵向方向X-X’减小。在这个意义上，源自会聚几何形状的压力梯度有利于冷却剂流沿方向X-X’穿过第一组板的逐渐变短的通道。即，根据纵向方向X-X’逐渐变短的第一组板布置与壳体的第一侧向壁会聚至一定程度，在该程度下足够宽以仍允许冷却剂朝向壳体的出口流动。
有利地，本发明的热交换器设置有限定逐渐变短的通道的第一组板，所述通道通过位于所述第一组板与第一侧向壁之间的锥形化的无板的第一间隙或区域供给，从而允许利用旨在安装热交换器的给定环境的大部分可用空间。
相应地，与具有平行六面体几何形状的常规热交换器相比，本发明的热交换器允许冷却更高的热量同时使壳体的出口处的冷却剂流温度降低。
在实施例中，第二组板的前缘按照第一组板根据阶梯图案布置；
该热交换器进一步包括第二间隙，该第二间隙限定在第二组板与第二侧向壁之间，使得第二间隙允许在壳体的入口与出口之间建立冷却剂穿过第二组板的流体连通；并且
第二组板的每个前缘与第二侧向壁之间根据横向方向Y-Y’的距离沿纵向方向X-X’减小。
冷却剂入流不仅进入无板的第一间隙、还进入无板的第二间隙。即，壳体的内部腔室配置有多个板，该多个板被布置成使得存在限定在壳体的侧向壁与壳体中放置的板之间的第一间隙和第二间隙。更具体地，第一间隙限定在第一组板与第一侧向壁之间，并且第二间隙限定在第二组板与第二侧向壁之间。有利地，热交换器的热效率得到提高。
在实施例中，第三组板被布置成使得其前缘根据横向方向Y-Y’彼此对齐，并且其中，第一组板和第二组板分别布置在第三组板的相反两侧。
在实施例中，第一组板和/或第二组板的前缘被布置成使得其抽吸侧朝向毗邻的第一间隙或第二间隙定向，所述前缘优选地为NACA 4311翼型；和/或第三组板的前缘优选地为Eppler E475翼型。
前缘的布置(其中，抽吸侧朝向这些前缘所面向的壳体对应侧向壁定向)意味着所述抽吸侧也面朝毗邻的长度较短的板，并且因此，前缘的压力侧面朝毗邻的较长板。更特别地，第一组板的前缘的抽吸侧朝向第一间隙并且因此朝向壳体的第一侧向壁定向。同样，第二组板的前缘的抽吸侧朝向第二间隙并且因此朝向壳体的第二侧向壁定向。
有利地，前缘的这种布置有利于穿过沿纵向方向X-X’相继逐渐变短(由第一组板和/或第二组板的板限定)的通道的阶式流，从而使所涉及的通道的进入区中的压降最小化，并且使冷却剂流容纳在位于前缘与其所面向的侧向壁之间的无板区域中。因此，改善了通道的整体供给过程。
在实施例中，壳体的第一侧向壁和第二侧向壁从入口到出口向外锥形化，使得壳体包括梯形构型。
有利地，包括具有梯形构型的壳体的热交换器的实施例可以例如安装在被成形为对应梯形几何形状的吊挂架舱中，从而相对于传统的矩形几何形状允许在相同环境下冷却更高的热量。
在实施例中，壳体的第一侧向壁或第二侧向壁中的至少一者是大致平坦的并且与纵向方向X-X’形成第一角度β；
第一组板或第二组板的前缘中与对应第一侧向壁或第二侧向壁相邻的多个前缘以大致平坦的平面(Φ)为界布置；并且
所述平面(Φ)与纵向方向X-X’形成角度α；并且
其中，α大于β。
有利地，在第一组板和/或第二组板与毗邻的侧向壁之间限定的间隙允许使冷却剂供给至对应板组的所有板(即，逐渐变短的通道)的过程最佳。
在实施例中，第一组板的前缘中与第三组板相邻的多个前缘和/或第二组板的前缘中与第三组板相邻的多个前缘分别以圆柱形表面为界布置。
元件由几何实体(比如平面或圆柱形表面)界定或限制的特征必须理解为前缘相对于其在热交换器内的相对位置必须满足参照或条件。即，所述平面或圆柱形表面是虚拟的几何参照，这些虚拟的几何参照不与热交换器内的具有物理实体的真实元件或特征相对应。
在圆柱形表面的特定情况下，该圆柱形表面是通过母线沿准线移动而产生的表面，其中，在其在母线上移动时描述平面的所述母线的所有位置是平行的。
因此，此实施例所建立的条件必须理解为所有前缘布置的方式为使得圆柱形表面(优选地，圆锥表面)可以搁置在多个前缘上、同时与该多个前缘中的所有前缘相切。
有利地，以圆柱形表面为界的所述多个前缘有助于使第三组板与第一组板和/或第二组板之间的空气动力学过渡平缓，由此改善所涉及的通道的供给过程并使压降最小化。
对于大致平坦的平面
Figure BDA0004000828750000071
角度‘α’和‘β’，需要在所述大致平坦的平面/>
Figure BDA0004000828750000072
与以所述大致平坦的平面/>
Figure BDA0004000828750000073
为界的板组所面向的侧向壁之间限定的无板区域的体积与由第三组板所占据的体积两者进行折衷。所述无板区域越宽，则属于面向所述区域的这(第一或第二)组板的通道(沿纵向方向X-X’逐渐变短)将被供给得越好。然而，对于给定大小的热交换器，由第三组板所占据的区域(即，热交换器的进行主热交换性能的中心部分)将变薄。在优选实施例中，角度β为约11.7度，并且角度α为选自以下值中的值：12.5度、15度和17.5度。
根据所述优选实施例，两角度之间的差(α–β)为约5.8度、3.3度或1.3度。有利地，两角度之间的所述特定差提供了穿过第一间隙和/或第二间隙与进入对应第一组板和/或第二组板的逐渐变短的通道的流量调节的最佳关系，从而允许保持由这组板所占据的内部腔室的体积与穿过对应通道的流量之间的最佳关系。例如，在提供较低流量的热交换器中，两角度之间的差(α–β)将减小。
在实施例中，这些通道中的至少一个通道包括多个翅片，该多个翅片通过其相应侧边缘附接至两个毗邻的板，其中，所述翅片大致平行于纵向方向X-X’延伸穿过这些通道；对于每个通道，这些翅片根据与纵向方向X-X’和横向方向Y-Y’垂直的方向彼此间隔开并且基本上彼此平行地布置。
所述翅片沿每个通道限定多个子通道，以有助于引导冷却剂流穿过每个通道。具体地，翅片沿与纵向方向X-X’和横向方向Y-Y’两者垂直的方向彼此间隔开。
在实施例中，翅片被成形为沿纵向方向X-X’的波浪形轮廓。
除了提供将通道分成多个子通道的翅片之外，所述翅片的波浪形几何形状有利地允许将所述子通道当作有利于改善热交换性能的波纹管。
特别地，翅片的所述波纹(即，波浪状)能够产生三种热传递机制(比如形成二次流、发展边界层以及增强冷却剂流体流动的湍流强度)，使得改善了热交换性能。
就热传递而言，所述湍流与层流相比的主要差异在于，热传递机制在径向方向和方位方向上产生，这使得流在给定轴向位置下进行更好的能量传递。在层流中，传导典型地是在横向方向上操作的唯一机制。
在实施例中，根据横向方向Y-Y’，这些翅片的宽度与该多个板中的每个板的宽度之间的比率为选自1.5与2.5之间的范围内的值、优选地为2。
有利地，这些翅片的宽度与该多个板中的每个板的宽度之间的比率的这种值范围(特别地值为2)提供了压降与用于热交换性能的必要有效面积之间的最佳关系。
在实施例中，至少一个板的内部中空区内包括多个壁，该多个壁沿从这些板的前缘朝向壳体的出口的纵向方向X-X’彼此间隔开，由此限定多个内部中空导管。
在实施例中，壳体进一步包括歧管，该歧管被配置用于建立与从流动穿过发动机风扇导管的旁通流中泄放的空气源的流体连通，以在热交换器的操作模式下使用所述空气作为冷却剂。
在本发明的第二方面，本发明还提供了一种飞行器动力装置，该飞行器动力装置包括：发动机；吊挂架，该吊挂架被配置用于将该发动机联接至飞行器的机翼；以及根据本发明的第一方面的热交换器，其中，该热交换器布置在被成形为梯形几何形状的吊挂架舱中。
吊挂架将发动机固持在机翼上、提供了供所有发动机系统连接的路径并且包括空气动力学整流罩以覆盖所有发动机系统。吊挂架还被设计成防止发动机区中的火扩散至机翼。这些多功能使得总体的吊挂架构架设计高度复杂。吊挂架的现有设计通常包括至少两个梁型元件以提供支撑并将发动机联接至飞行器的机翼，所述梁型元件包括在其间限定梯形舱或空间的分叉件。与具有平行六面体几何形状的常规热交换器不同，根据本发明的第一方面的实施例的热交换器凭借其梯形几何形状利用了所述吊挂架分叉件中的大部分可用空间以使热交换性能最大化，从而能够在相同环境下冷却更高的热量。
在本发明的第三方面，本发明提供了一种包括根据本发明的第二方面的动力装置组件的飞行器。
本说明书(包括权利要求、说明书和附图)中描述的所有特征可以以任何组合进行组合，除了这些互斥特征的组合之外。
附图说明
根据参考附图仅作为说明性而非限制性示例提供的优选实施例的以下详细描述，将更清楚地看到本发明的这些和其他特征和优点。
图1此图示出了根据本发明的实施例的热交换器的示意性俯视截面视图。
图2此图示出了根据本发明的热交换器由与纵向方向X-X’平行的中间平面所切出的一部分的示意性立体图。
图3此图示出了根据本发明的实施例的热交换器的一部分的示意性俯视截面视图。
图4此图示出了根据本发明的具有梯形形状的热交换器的示意性立体图。
图5此图示出了包括根据本发明的热交换器的动力装置组件的实施例。
图6此图示出了包括根据本发明的动力装置组件的飞行器的实施例。
具体实施方式
本发明提供了一种热交换器(10)、一种动力装置组件(20)以及一种飞行器(30)，如下文关于图1至图6所示的示例所描述的。
图1示出了根据本发明的实施例的热交换器(10)的截面的俯视平面视图。热交换器(10)沿表示为虚线的纵向方向X-X’布置。热交换器(10)沿方向X-X’的所述布置意味着并且应理解为提供到热交换器(10)中以进行散热的冷却剂流基本上平行于所述方向X-X’行进。类似地，如可以在图1中看到的并且如将在下文描述的，热交换器(10)的主元件基本上平行于所述方向X-X’布置，以有利于所述冷却剂流的移动并且使与旨在用于散热的表面的接触面积最大化。
热交换器(10)包括壳体(11)，该壳体限定内部腔室并且包括：第一侧向壁(11.1)和第二侧向壁(11.2)；入口(13)，该入口被配置成与冷却剂源(未示出)处于流体连通；以及出口(19)。第一侧向壁(11.1)和第二侧向壁(11.2)彼此相对地设置并且在入口(13)与出口(19)之间延伸。
如可以看到的，在所述内部腔室内、在第一侧向壁(11.1)与第二侧向壁(11.2)之间布置有平行于纵向方向X-X’延伸的多个平板(14)。多个板(14)中的每一个板彼此沿表示为虚线的横向方向Y-Y’间隔开，该横向方向垂直于纵向方向X-X’。因此，在毗邻的板(14)之间限定了多个通道。这些板(14)中的多个板包括内部中空区(在此图中未示出)，该内部中空区被配置成与泄放热空气源处于流体连通，使得所述泄放热空气流动穿过该内部中心区。
在热交换器(10)的操作模式下，冷却剂从入口(13)进入内部腔室、平行于纵向方向X.X’流动穿过内部腔室到达出口(19)，从而浸渍第一侧向壁(11.1)与第二侧向壁(11.2)两者以及布置在冷却剂流经的内部腔室内的所有板(14)。冷却剂流流动穿过在相邻板(14)之间限定的多个通道，使得在板(14)内流动的泄放热空气与冷却剂之间进行热传递。为了降低通道进入区域处的压降，多个板(14)包括前缘(15)，该前缘朝向入口(13)定向并且被配置用于将冷却剂的入射流朝向毗邻的通道分流。
对于在热交换器(10)的操作模式下用于散热的冷却剂，在图1的实施例中，从流动穿过发动机(21)风扇导管的旁通流中泄放的空气源藉由斗形件(scoop)或歧管(未示出)进入壳体(11)的入口(13)。
如可以看到的，壳体(11)的第一(11.1)和第二(11.2)侧向壁(11.1，11.2)沿纵向方向X-X’(即从入口(13)到出口(19))向外锥形化，使得壳体(11)包括梯形构型。凭借壳体(10)的这种几何构型，热交换器(10)可以例如安装在被成形为相应梯形几何形状的吊挂架舱中，从而相对于传统的矩形几何形状允许在相同环境下冷却更高的热量。
为了利用壳体(11)的这种梯形几何形状并且为了增大有效热交换体积以及提高热效率，基于多个板(14)的相应前缘(15)的相对布置将多个板分为三个组，以适配壳体(11)的梯形几何形状。
第一组(14.1)板(14)的前缘(15)根据阶梯图案布置，使得每个前缘(15)相对于入口(13)和毗邻板(14)的前缘(15)布置在根据纵向方向X-X’的下游位置。换言之，属于所述第一组(14.1)板(14)的每个板(14)的前缘(15)相对于毗邻板(14)的前缘(15)布置在根据纵向方向X-X’的前向位置，即，更远离入口(13)且更靠近出口(19)。
如可以看到的，在第一组(14.1)板(14)与第一侧向壁(11.1)之间限定无板(14)的第一间隙(12)以允许冷却剂在壳体(11)的入口(13)与出口(19)之间流动。
同样，第二组(14.2)板(14)的前缘(15)根据阶梯图案布置，使得每个前缘(15)相对于入口(13)和毗邻板(14)的前缘(15)布置在根据纵向方向X-X’的下游位置。换言之，属于所述第二组(14.2)板(14)的每个板(14)的前缘(15)相对于毗邻板(14)的前缘(15)布置在根据纵向方向X-X’的前向位置，即，更远离入口(13)且更靠近出口(19)。
在第二组(14.2)板(14)与第二侧向壁(11.2)之间限定无板(14)的第二间隙(12’)以允许冷却剂在壳体(11)的入口(13)与出口(19)之间流动。
如可以看到的，第一间隙(12)和第二间隙(12’)沿纵向方向X-X’缩窄并且具有大致三角形形状。换言之，第一组(14.1)板(14)和第二组(14.2)板的每个前缘(15)与相应第一侧向壁(11.1)或第二侧向壁(14.2)之间根据横向方向Y-Y’的距离沿纵向方向X-X’减小，使得源自会聚几何形状的压力梯度有利于冷却剂沿方向X-X’流动穿过逐渐变短的通道。
同样为了促进穿过沿纵向方向X-X’相继逐渐变短的通道阶式流并且使通道的供给过程最大化，第一组(14.1)板(14)和/或第二组(14.2)板的前缘(15)被布置成使得其抽吸侧朝向其所面向的对应第一侧向壁(11.1)或第二侧向壁(11.2)定向。
更特别地，第一组(14.1)板(14)的前缘(15)的抽吸侧朝向第一间隙(12)、并且因此朝向壳体(11)的第一侧向壁(11.1)定向，而第二组(14.2)板(14)的前缘(15)的抽吸侧朝向第二间隙(12’)、并且因此朝向壳体(11)的第二侧向壁(11.2)定向。
在特定示例中，所述前缘(15)优选地为NACA 4311翼型。
最后，第三组(14.3)板(14)被布置成使得前缘(15)根据横向方向Y-Y’彼此对齐，并且其中，第一组(14.1)板(14)和第二组(14.2)板分别布置在第三组(14.3)板(14)的相反两侧。
在特定示例中，第三组(14.3)板(14)的前缘(15)优选地为Eppler E475翼型。
图2示出了根据本发明的热交换器(10)由与纵向方向X-X’平行的中间平面所切出的一部分的俯视立体图。特别地，出于展示性目的，图2示出了图1中表示的实施例的一部分，以便提供构架以及布置在板(14)之间限定的通道中和板(14)的内部中空区内的内部元件的细节。图2中所描绘的所述构架以及通道和内部中空区的元件有助于在热交换器(10)操作期间分别使泄放热空气和冷却剂最佳分布。
特别地，可以看到，毗邻的板(14)之间限定的通道包括多个翅片(16)，该多个翅片通过其相应侧边缘附接至两个毗邻的板(14)，所述翅片(16)大致平行于纵向方向X-X’延伸、彼此间隔开并且基本上彼此平行地布置。另外，所述翅片(16)被成形为沿纵向方向X-X’的波浪形轮廓。
翅片(16)沿每个通道限定多个子通道，以有助于引导冷却剂流穿过每个通道。另外，翅片(15)的波浪形几何形状有助于产生旋涡，由此提高沿每个通道的热交换性能。
根据所示实施例的横向方向Y-Y’，翅片(16)的宽度与多个板(14)中的每个板的宽度之间的比率为2，使得压降与用于热交换性能的必要有效面积之间的关系最佳。
通道和布置在其内的翅片(16)沿其纵向长度也是如此，并且同样是为了优化泄放热空气沿内部中空腔室的流动，可以看到，每个板(14)的内部中空区包括沿纵向方向X-X’彼此间隔开的多个壁(17)，由此限定多个内部中空导管(18)。
图3示出了根据本发明的实施例的热交换器(10)的一部分的截面视图的俯视平面视图。特别地，图3提供了第一组(14.1)板(14)的前缘(15)相对于第一侧向壁(11.1)的分布和相对位置的特定示例的细节。
特别地，可以看到，壳体(11)的第一侧向壁(11.1)是大致平坦的并且与纵向方向X-X’形成第一角度β。优选地，所述第一侧向壁(11.1)与纵向方向X-X’形成约11.7度的角度。
进而，第一组(14.1)板(14)的前缘(15)中面向所述第一侧向壁(11.1)的多个前缘以大致平坦的平面(Φ)为界布置，该大致平坦的平面与纵向方向X-X’形成角度α；所述角度α大于β。
实际上，可以看到，尽管出于展示性目的示出但不具有真实的物理实体(即，是虚拟的几何参照)的所述平坦的平面(Φ)与多个前缘(15)相切。在示例中，所述第二角度α的值为12.5度、15度和17.5度。
根据上面针对两角度所述的优选示例(即，在β为约11.7度，并且α约为选自12.5度、15度和17.5度的一个值的情况下)，所述两角度之间的差(α–β)优选地为5.8度、3.3度或1.3度。
最后，可以看到，第一组(14.1)板(14)的前缘(15)中与第三组(14)板相邻的多个前缘以圆柱形表面(14.4)为界布置。换言之，存在虚拟的几何参照(即，没有真实的物理实体)，该虚拟的几何参照相切地搁置在第一组(14.1)板(14)的前缘(15)中的所述多个前缘上并且根据图3中所提供的俯视平面视图画出圆锥形曲线。
有利地，以圆柱形表面(14.4)为界的所述多个前缘(15)有助于使第三组(14.3)板(14)与第一组(14.1)板(14)之间的空气动力学过渡平缓，由此改善所涉及的通道的供给过程并使压降最小化。
图4示出了根据本发明的具有梯形形状的热交换器(10)的示意性立体图，热交换器(10)在操作构型下联接至飞行器(30)的热空气泄放系统的其他元件。特别地，热交换器在其前部(即，与入口(13)相对应的部分)进行联接，冷却剂穿过该入口进入壳体(11)的内部腔室。热交换器(10)也在其后部(即，与出口(19)相对应的部分)进行联接，冷却剂在被用于对泄放热空气进行散热之后以较高的温度穿过该出口离开壳体(11)的内部腔室。
在特定实施例中，壳体(11)的入口(13)联接至前斗形件以建立与从风扇泄放的空气源的流体连通，以便使穿过壳体(11)内部腔室的冷却流最大化。
有利地，包括具有梯形构型的壳体(11)的热交换器(10)的实施例(比如图4所示的热交换器)可以安装在被成形为对应的梯形几何形状的吊挂架(22)舱中，从而利用所有可用的空间并且相对于具有矩形几何形状的传统热交换器(10)允许在相同环境下冷却更高的热量。
图5示出了动力装置组件(20)的实施例。特别地，动力装置组件(20)包括：发动机(21)；吊挂架(22)，该吊挂架被配置用于将发动机(21)联接至飞行器(30)的机翼；以及根据本发明的实施例的热交换器(10)。当前安装的大多数吊挂架(22)包括至少两个梁型元件以提供支撑并将发动机(21)联接至飞行器(30)的机翼，所述梁型元件包括在其间限定梯形舱或空间的分叉件。与具有平行六面体几何形状的常规热交换器(10)不同，图5所示的热交换器(10)凭借其梯形几何形状利用了所述吊挂架(22)分叉件中的大部分可用空间以使热交换性能最大化，从而能够在相同环境下冷却更高的热量。
图6示出了包括根据本发明的动力装置组件(20)的飞行器(30)的实施例。

Claims (15)

1.一种用于飞行器(30)的热交换器(10)，所述热交换器(10)沿纵向方向X-X’布置并且包括：
-壳体(11)，所述壳体限定内部腔室并且包括入口(13)、出口(19)以及第一侧向壁(11.1)和第二侧向壁(11.2)，所述第一侧向壁和所述第二侧向壁彼此相对并且在所述入口(13)与所述出口(19)之间延伸；所述壳体(11)被配置成与穿过所述入口(13)的冷却剂入射流源处于流体连通，使得在所述热交换器(10)的操作模式下，冷却剂流遵循所述纵向方向X-X’从所述入口(13)流动穿过所述内部腔室到达所述出口(19)；
-多个板(14)，所述多个板容纳在所述壳体(11)的内部腔室中、大致平行于所述纵向方向X-X’延伸，所述多个板(14)中的每个板在所述第一侧向壁(11.1)与所述第二侧向壁(11.2)之间沿与所述纵向方向X-X’垂直的横向方向Y-Y’彼此间隔开；以及
-多个通道，所述多个通道限定在毗邻的板(14)之间；
其中，
所述多个板(14)中的每个板包括前缘(15)，所述前缘朝向所述入口(13)定向并且被配置用于将所述冷却剂入射流朝向所述毗邻的通道分流；
所述板(14)中的至少多个板包括内部中空区，所述内部中空区被配置成与泄放热空气源处于流体连通并且在所述热交换器(10)的操作模式下引导所述泄放热空气流动穿过所述内部中空区；
第一组(14.1)板(14)的前缘(15)根据阶梯图案布置，使得每个前缘(15)相对于所述入口(13)和毗邻板(14)的前缘(15)布置在根据所述纵向方向X-X’的下游位置；
所述热交换器(10)进一步包括第一间隙(12)，所述第一间隙限定在所述第一组(14.1)板(14)与所述壳体(11)的第一侧向壁(11.1)之间，使得所述第一间隙(12)允许在所述壳体(11)的入口(13)与出口(19)之间建立冷却剂穿过所述第一组(14.1)板(14)的流体连通；并且
所述第一组(14.1)板(14)的每个前缘(15)与所述第一侧向壁(11.1)之间根据所述横向方向Y-Y’的距离沿所述纵向方向X-X’减小。
2.根据前一项权利要求所述的热交换器(10)，其中：
第二组(14.2)板(14)的前缘(15)按照所述第一组(14.1)板(14)根据阶梯图案布置；
所述热交换器(10)进一步包括第二间隙(12’)，所述第二间隙限定在所述第二组(14.2)板(14)与所述壳体(11)的第二侧向壁(11.1，11.2)之间，使得所述第二间隙(12’)允许在所述壳体(11)的入口(13)与出口(19)之间建立冷却剂穿过所述第二组(14.2)板(14)的流体连通；并且
所述第二组(14.2)板(14)的每个前缘(15)与所述第二侧向壁(11.2)之间根据所述横向方向Y-Y’的距离沿所述纵向方向X-X’减小。
3.根据前一项权利要求所述的热交换器(10)，其中，第三组(14.3)板(14)被布置成使得其前缘(15)根据所述横向方向Y-Y’彼此对齐，并且其中，所述第一组(14.1)板(14)和所述第二组(14.2)板分别布置在所述第三组(14.3)板(14)的相反两侧。
4.根据前述权利要求中任一项所述的热交换器(10)，其中：
所述第一组(14.1)板(14)和/或所述第二组(14.2)板的前缘(15)被布置成使得其抽吸侧朝向毗邻的第一间隙(12)或第二间隙(12’)定向，所述前缘(15)优选地为NACA 4311翼型；和/或
所述第三组(14.3)板(14)的前缘(15)优选地为Eppler E475翼型。
5.根据前述权利要求中任一项和权利要求2所述的热交换器(10)，其中，所述壳体(11)的第一侧向壁(11.1)和第二侧向壁(11.2)从所述入口(13)到所述出口(19)向外锥形化，使得所述壳体(11)包括梯形构型。
6.根据前一项权利要求所述的热交换器(10)，其中：
所述壳体(11)的第一侧向壁(11.1)或第二侧向壁(11.2)中的至少一者是大致平坦的并且与所述纵向方向X-X’形成第一角度β；
所述第一组(14.2)板(14)或所述第二组(14.3)板的前缘(15)中与对应第一侧向壁(11.1)或第二侧向壁(11.2)相邻的多个前缘以大致平坦的平面(Φ)为界布置；并且
所述平面(Φ)与所述纵向方向X-X’形成角度α；并且
其中，α大于β。
7.根据前一项权利要求所述的热交换器(10)，其中，这两角度之间的差(α–β)优选地为5.8度、3.3度或1.3度。
8.根据前一项权利要求所述的热交换器(10)，其中，所述第一组(14.1)板(14)的前缘(15)中与所述第三组(14)板(14)相邻的多个前缘和/或所述第二组(14.2)板(14)的前缘(15)中与所述第三组板相邻的多个前缘分别以圆柱形表面(14.4)为界布置。
9.根据前述权利要求中任一项所述的热交换器(10)，其中，所述通道中的至少一个通道包括多个翅片(16)，所述多个翅片通过其相应侧边缘附接至两个毗邻的板(14)，其中，所述翅片(16)大致平行于所述纵向方向X-X’延伸穿过所述通道；对于每个通道，所述翅片(16)根据与所述纵向方向X-X’和横向方向Y-Y’垂直的方向彼此间隔开并且基本上彼此平行地布置。
10.根据前述权利要求中任一项所述的热交换器(10)，其中，根据所述横向方向Y-Y’，所述翅片(16)的宽度与所述多个板(14)中的每个板的宽度之间的比率为选自1.5与2.5之间的范围内的值。
11.根据权利要求9至10中任一项所述的热交换器(10)，其中，所述翅片(16)被成形为沿所述纵向方向X-X’的波浪形轮廓。
12.根据前述权利要求中任一项所述的热交换器(10)，其中，至少一个板(14)的内部中空区内包括多个壁(17)，所述多个壁沿从所述板(14)的前缘朝向所述壳体(11)的出口的纵向方向X-X’彼此间隔开，由此限定多个内部中空导管(18)。
13.根据前述权利要求中任一项所述的热交换器(10)，其中，所述壳体(11)进一步包括歧管，所述歧管被配置用于建立与从流动穿过所述发动机(21)风扇导管的旁通流中泄放的空气源的流体连通，以在所述热交换器(10)的操作模式下使用所述空气作为冷却剂。
14.一种动力装置组件(20)，所述动力装置组件包括：发动机(21)；吊挂架(22)，所述吊挂架被配置用于将所述发动机(21)联接至飞行器(30)的机翼；以及根据权利要求1至13中任一项所述的热交换器(10)，其中，所述热交换器(10)布置在被成形为梯形几何形状的吊挂架(22)舱中。
15.一种包括根据权利要求14所述的动力装置组件(20)的飞行器(30)。
CN202211624168.0A 2021-12-16 2022-12-15 改进的预冷器 Pending CN116265332A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP21383148.0 2021-12-16
EP21383148.0A EP4198433A1 (en) 2021-12-16 2021-12-16 Evolutive precooler

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN116265332A true CN116265332A (zh) 2023-06-20

Family

ID=78957217

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211624168.0A Pending CN116265332A (zh) 2021-12-16 2022-12-15 改进的预冷器

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20230194185A1 (zh)
EP (1) EP4198433A1 (zh)
CN (1) CN116265332A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2599688B (en) * 2020-10-09 2023-08-16 Rolls Royce Plc An improved turbofan gas turbine engine

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2513095B (en) * 2013-02-15 2018-01-31 Nuaire Ltd A heat exchanger device for use in a ventilation unit
CA2974297C (en) * 2015-01-26 2023-08-01 Zehnder Group International Ag Heat exchanger block and heat recovery ventilation unit comprising it
US10995997B2 (en) * 2018-06-26 2021-05-04 Hamilton Sunstrand Corporation Heat exchanger with integral features

Also Published As

Publication number Publication date
EP4198433A1 (en) 2023-06-21
US20230194185A1 (en) 2023-06-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2628934B1 (en) Thermoelectric generator in turbine engine nozzles
CA2823977C (en) Cross-flow heat exchanger having graduated fin density
US7716913B2 (en) Engine
EP2893277B1 (en) Air-cooled engine surface cooler
CN109989831B (zh) 整合扩散器的热交换器
EP3441602A1 (en) Heat sink of a turbomachine
EP3196454B1 (en) Heat exchanger assembly for a gas turbine engine propulsion system
US10145253B2 (en) Stator vane formed by a set of vane parts
US20130291554A1 (en) Air cooler system for gas turbine engines
CN116265332A (zh) 改进的预冷器
EP4043715A2 (en) Fluid cooler installation and method for turbofan engine
CN110775283B (zh) 用于飞机中分层流体的分布的叶片组件
US20230203955A1 (en) Outlet guide vane cooler
CN116710727A (zh) 用于涡轮发动机的逆流热交换器、涡轮发动机和用于制造该交换器的方法
EP3680467B1 (en) Heat exchanger
US20160305719A1 (en) Inline Cross Flow Heat Exchangers
US20200271073A1 (en) Bypass duct conformal heat exchanger array
CN116022345A (zh) 飞行器推进组件和包括这种飞行器推进组件的飞行器
EP3812680B1 (en) Cooling system
US11713929B2 (en) Fuel heat exchanger with a barrier
US11891953B2 (en) Aircraft skin heat exchanger
CN114687818B (zh) 一种前后引射结构的排气装置
US20240151476A1 (en) Heat exchanger including cross channel communication
US20230083470A1 (en) Cryogenic fuel cooled ecs precooler
CN115929505A (zh) 一种涡轮基组合发动机核心机舱

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication