CN117823282A - 热管理系统 - Google Patents

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杰弗里·道格拉斯·兰博
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Abstract

一种用于飞行器的热管理的方法，该方法包括从推进系统的压缩机区段提取压缩流体流。压缩流体流穿过防冰系统。压缩流体流从防冰系统流到涡轮。压缩流体流经涡轮膨胀。膨胀的压缩流体流然后流动以与热负载热连通。

Description

热管理系统
技术领域
本公开涉及推进系统和运载器的热能管理。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括涡轮机和转子组件。燃气涡轮发动机(诸如涡轮风扇发动机)可以用于飞行器推进。在涡轮风扇发动机的情况下，转子组件可以被构造为风扇组件。
通常，燃气涡轮发动机结合一个或多个热管理系统的使用来控制穿过发动机的各个部件的各种流体的热能。被热管理的流体然后可以由发动机或飞行器的其他部分(诸如环境控制系统、辅助动力单元或空气循环机)使用。
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公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性方面的燃气涡轮发动机的横截面视图。
图2是根据本公开的示例性方面的推进系统和热管理系统的简化示意图。
图3是根据本公开的另一示例性方面的推进系统和热管理系统的简化示意图。
图4是根据本公开的又一示例性方面的推进系统和热管理系统的简化示意图。
图5是根据本公开的又一示例性方面的推进系统和热管理系统的简化示意图。
图6是根据本公开的示例性方面的概述用于推进系统和热管理系统的操作的方法的示意流程图。
图7是根据本公开的另一示例性方面的概述用于推进系统和热管理系统的操作的方法的示意流程图。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似部分。
本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
术语“第一”和“第二”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。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
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。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。
在例如“A、B和C中的至少一个”的上下文中的术语“至少一个”是指仅A、仅B、仅C，或A、B和C的任何组合。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
术语“涡轮机”是指包括一起生成扭矩输出的一个或多个压缩机、发热区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器。
术语“燃气涡轮发动机”是指具有涡轮机作为其动力源的全部或一部分的发动机。示例燃气涡轮发动机包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等，以及这些发动机中的一个或多个的混合电动版本。
术语“燃烧区段”是指用于涡轮机的任何热添加系统。例如，术语燃烧区段可以指包括爆燃燃烧组件、旋转爆震燃烧组件、脉冲爆震燃烧组件或其他适当的热添加组件中的一个或多个的区段。在某些示例性实施例中，燃烧区段可以包括环形燃烧器、罐形燃烧器、管状燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)或其他合适的燃烧系统，或其组合。
当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，除非另有说明，否则术语“低”和“高”，或它们各自的比较级(例如，更“低”和更“高”，在适用的情况下)均指发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定被构造为以低于发动机的“高涡轮”或“高速涡轮”的旋转速度(例如最大可允许旋转速度)操作的部件。
如本文所用，术语“轴向”和“轴向地”是指基本平行于燃气涡轮发动机的中心线延伸的方向和取向。此外，术语“径向”和“径向地”是指基本垂直于燃气涡轮发动机的中心线延伸的方向和取向。另外，如本文所用，术语“周向”和“周向地”是指绕燃气涡轮发动机的中心线弧形延伸的方向和取向。
本公开大体涉及运载器(诸如飞行器)的推进系统的热管理系统。在一些实施例中，所公开的热管理系统从推进系统的压缩机区段获取引气，并且使用运载器的防冰系统作为引气的预冷却器。引气流过防冰系统，并且然后被导向到膨胀涡轮。来自防冰系统的引气通过膨胀涡轮膨胀以生成旋转能量，该旋转能量从膨胀涡轮传递以向负载装置提供动力。另外，膨胀的引气从膨胀涡轮向下游流到热负载，从而为运载器的一个或多个装置或系统提供热能传递。
在一些实施例中，本公开的热管理系统使用例如从推进系统的加压区段(例如，推进系统的压缩机区段或其他加压区段)抽取的引气，该引气具有适合于在膨胀引气用于发动机冷却用途之前向运载器的加热需求装置(例如，防冰系统)提供热能传递的温度。这种构造可以对各种空气动力学表面具有双重益处(例如，提供这种表面的防结冰)，同时还降低要用于冷却目的的气流的温度。
现在参考附图，其中在整个附图中同一数字表示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的推进系统10的示意横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，推进系统10包括燃气涡轮发动机，本文称为“涡轮风扇发动机12”。在一个示例中，涡轮风扇发动机12可以是高旁通涡轮风扇喷气发动机。如图1所示，涡轮风扇发动机12限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心线14延伸)和径向方向R。大体上，涡轮风扇发动机12包括风扇区段16和设置在风扇区段16下游的核心涡轮发动机18。
所描绘的示例性核心涡轮发动机18大致包括限定环形入口22的基本上管状外壳20。外壳20以串行流动顺序/关系包围：压缩机区段，其包括增压器或低压压缩机24(“LP压缩机24”)和高压压缩机26(“HP压缩机26”)；燃烧区段28；涡轮区段，其包括高压涡轮30(“HP涡轮30”)和低压涡轮32(“LP涡轮32”)。高压轴或线轴34(“HP线轴34”)将HP涡轮30驱动地连接到HP压缩机26。低压轴或线轴36(“LP线轴36”)将LP涡轮32驱动地连接到LP压缩机24。
对于所描述的实施例，风扇区段16包括具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40的可变螺距风扇38。如所描绘的，风扇叶片40大致沿径向方向R从盘42向外延伸。借助于风扇叶片40可操作地联接到合适的致动构件44，每个风扇叶片40可相对于盘42绕螺距轴线P旋转，致动构件44被构造成共同地改变风扇叶片40的螺距(例如，一致地)。风扇叶片40、盘42和致动构件44通过LP线轴36跨动力齿轮箱46一起可绕纵向中心线14旋转。动力齿轮箱46包括多个齿轮，用于将LP线轴36的转速降低到更有效的旋转风扇速度。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，前毂48在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片40。另外，风扇区段16包括周向围绕可变螺距风扇38和/或核心涡轮发动机18的至少一部分的环形风扇壳体或外机舱50。应当理解，在一些实施例中，机舱50可以被构造为通过多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于核心涡轮发动机18被支撑。此外，机舱50的下游区段54可以在核心涡轮发动机18的外部分上延伸，以便在它们之间限定旁通气流通道56。
在涡轮风扇发动机12的操作期间，一定量的空气58通过机舱50和/或风扇区段16的相关联入口60进入涡轮风扇发动机12。当一定量的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导向到旁通气流通道56中，而如箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导向到LP压缩机24中。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比通常被称为旁通比。然后，当第二部分空气64被导向通过高压(HP)压缩机26并进入燃烧区段28时，第二部分空气64的压力增加，在燃烧区段28中，第二部分空气64与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。随后，燃烧气体66被导向通过HP涡轮30和LP涡轮32，在HP涡轮30和LP涡轮32中，从燃烧气体66提取一部分热能和/或动能。
然后，燃烧气体66被导向通过核心涡轮发动机18的燃烧区段28，以提供推进推力。同时，随着第一部分空气62在从涡轮风扇发动机12的风扇喷嘴排气区段68排出之前被导向通过旁通气流通道56，第一部分空气62的压力显著增加，也提供推进推力。
此外，如示意性描绘的，涡轮风扇发动机12还包括各种辅助系统，以帮助涡轮风扇发动机12和/或包括涡轮风扇发动机12的飞行器的操作。例如，涡轮风扇发动机12还可以包括润滑系统，该润滑系统被构造为向例如压缩机区段(包括LP压缩机24和HP压缩机26)、涡轮区段(包括HP涡轮30和LP涡轮32)、HP线轴34、LP线轴36和动力齿轮箱46中的各种轴承和齿轮啮合提供润滑剂。润滑系统提供的润滑剂增加了这些部件的使用寿命，并从这些部件中去除一定量的热量。
如也示意性描绘的，涡轮风扇发动机12驱动或启用包括涡轮风扇发动机12的飞行器的各种其他附件系统。例如，涡轮风扇发动机12将压缩空气从压缩机区段提供到热管理系统70。尽管示意性地描绘为来自LP压缩机24和HP压缩机26之间的位置，但是在某些示例性方面中，热管理系统70可以从HP压缩机26、HP压缩机26的出口或两者接收压缩空气。
然而，应当理解，图1中描绘的涡轮风扇发动机12仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，本公开的方面可以附加地或替代地应用于任何其他合适的燃气涡轮发动机。例如，在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机12可以替代地为任何其他合适的航空燃气涡轮发动机，诸如涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机等。另外，在还有的其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机12可以包括任何其他合适的附件系统或可操作地连接到任何其他合适的附件系统。附加地或替代地，涡轮风扇发动机12可以不包括或不可操作地连接到上面讨论的一个或多个附件系统。
图2是飞行器100的简化示意图，描绘了根据本公开的具有涡轮风扇发动机12的推进系统10和热管理系统70的示例性实施例。在图2中，飞行器100包括机身102和一对机翼104。在所示实施例中，飞行器100包括一对安装在机翼上的推进系统10，推进系统10包括涡轮风扇发动机12。然而，应当理解，飞行器100可以附加地或替代地具有安装在机身上的推进系统10。涡轮风扇发动机12可以以与图1的示例性涡轮风扇发动机12基本相同的方式构造，其具有包括LP压缩机24和HP压缩机26的压缩机区段108、燃烧区段28、以及包括HP涡轮30和LP涡轮32的涡轮区段110。
如图所示，热管理系统70是热能管理系统。热管理系统流动路径74由热管理系统70限定，并且是用于来自涡轮风扇发动机12的加压区段(例如，来自HP压缩机26)的压缩流体(例如，引气)流的流动路径，该压缩流体流流向和/或流过热管理系统70的部件。在所示实施例中，从HP压缩机26提取引气。然而，应当理解的是，引气可以从涡轮风扇发动机12的另一加压区段提取，并且具有用于期望或特定功能(例如，防冰功能)的热能传递的合适温度。热管理系统70被构造为接收通过热管理系统流动路径74的从压缩机区段108(例如，从HP压缩机26处或后方的一个或多个级)提取的压缩流体流。
在图2所示的实施例中，热管理系统70包括热连接到热管理系统流动路径74和压缩机区段108的防冰系统120。防冰系统120经由管线122流体连接到HP压缩机26。管线122部分地限定热管理系统流动路径74。管线122也流体连接到HP压缩机26并从HP压缩机26延伸，使得防冰系统120在热管理系统流动路径74中位于HP压缩机26的下游。在所示实施例中，单个防冰系统120被描绘并且被示出为安装在机翼上的防冰系统120。然而，应当理解，防冰系统120可以安装到每个机翼104和/或可以安装在飞行器100上的其他地方。在所示实施例中，防冰系统120被构造为通过将从压缩机区段108提取的高温/高压压缩流体流供给或流动到各种管道、室或位于机翼104和/或机舱50(图1)中的防冰系统120的内部体积(未示出)来防止机翼104和/或机舱50(图1)上的冰形成。
在操作中，压缩流体流从压缩机区段108提取，并且在热管理系统流动路径74中经由管线122向下游流到防冰系统120的入口124。在所示实施例中，压缩流体流直接从压缩机区段108流到防冰系统120。然而，应当理解，在一些实施例中，加压流体流可以在从涡轮风扇发动机12的加压区段提取之后并且在被输送到防冰系统120之前被预冷却(例如，使用风扇流或冲压管道中的空气-空气热交换器、发动机燃料或其他运载器热交换器)。热能(例如，热量)从流过防冰系统120的压缩流体流中提取，使得防冰系统120用作热管理系统70中的预冷却器或热交换器，用于流过热管理系统流动路径74的压缩流体流。
在所示实施例中，热管理系统70包括膨胀涡轮130，膨胀涡轮130热连接到热管理系统流动路径74和防冰系统120。膨胀涡轮130经由管线132流体连接到防冰系统120。管线132部分地限定热管理系统流动路径74。管线132也流体连接到防冰系统120的出口134并从防冰系统120的出口134延伸，使得膨胀涡轮130在热管理系统流动路径74中位于防冰系统120的下游。因此，在操作中，压缩流体流从压缩机区段108流到防冰系统120，然后从防冰系统120向下游流到膨胀涡轮130。膨胀涡轮130被构造为使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀。当膨胀涡轮130使压缩流体流膨胀时，压缩流体流的热能降低。在一个示例中，可以降低膨胀流体流的热能，使得膨胀流体流的温度下降到低于环境空气的温度。
另外，热管理系统70包括齿轮箱136和发电机138。齿轮箱136经由驱动轴140可操作地联接到膨胀涡轮130。齿轮箱136被构造为经由驱动轴140将旋转能量从膨胀涡轮130传递到发电机138。例如，当膨胀涡轮130使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀时，膨胀涡轮130(或其内部部件)旋转。当膨胀涡轮130旋转时，扭矩经由驱动轴140从膨胀涡轮130传递到齿轮箱136。齿轮箱136然后可以将扭矩传递到推进系统10的其他部件，诸如传递到发电机138。以这种方式，膨胀涡轮130可以经由机械装置(例如，经由齿轮箱136)向涡轮风扇发动机12提供扭矩。在该示例中，发电机138是电力发电机。例如，当扭矩被传递到发电机138时，发电机138将扭矩转换为用于电附件的电力或增加推进系统10的运载器电源。在所示实施例中，膨胀涡轮130被描绘为联接到齿轮箱136。然而，应当理解，膨胀涡轮130可以联接到任何类型的负载装置(例如，电机、机械驱动装置、流体流动装置、泵等)。
在来自防冰系统120的压缩流体流穿过膨胀涡轮130之后，膨胀的流体流然后行进到热负载142。热负载热连接到热管理系统流动路径74和膨胀涡轮130。热负载142经由管线144流体连接到膨胀涡轮130。管线144部分地限定热管理系统流动路径74。管线144也流体连接到膨胀涡轮130并从膨胀涡轮130延伸，使得热负载142在热管理系统流动路径74中位于膨胀涡轮130的下游。热负载142是推进系统10附接到的运载器(例如，飞行器100)的部件或元件，其利用流体流进行热能传递。例如，热负载142可以包括用于运载器散热的散热器或用于发动机的热管理系统(诸如油冷却)的散热器中的一个或多个。膨胀的流体流的一部分也可以被输送到飞行器100的用于运载器热负载的其他系统。在穿过热负载142之后，膨胀的流体流然后可以从热负载142排出，如146所描绘的，并且被输送到LP涡轮32用于冷却和/或用于HP涡轮30或LP涡轮32的间隙控制。在其他示例中，从热负载142排出的流体流可以被输送到排气涡轮(例如，风扇喷嘴排气区段68(图1))、主动间隙控制系统、发动机舱中的一个或多个，或者被发送到机外环境。
在所示实施例中，从HP压缩机26提取引气。然而，应当理解，引气可以从涡轮风扇发动机12的另一个加压区段(例如，LP压缩机24或涡轮风扇发动机12的其它地方)提取，使得来自防冰系统120的加压流体流的返回压力处于比到防冰系统120的加压流体流的输入压力更低的压力。例如，在一些实施例中，引气可以从HP压缩机26的排出平面提取，并且从防冰系统120向下游返回到HP压缩机26的入口。在其他实施例中，引气可以从LP压缩机24提取，并且在防冰系统120的下游排出到风扇流(例如，旁通气流通道56)。
图3是飞行器100的简化示意图，描绘了根据本公开的具有涡轮风扇发动机12的推进系统10和热管理系统70的另一示例性实施例。在图3中，飞行器100包括机身102和一对机翼104。在所示实施例中，飞行器100包括一对安装在机翼上的推进系统10，推进系统10包括涡轮风扇发动机12。然而，应当理解，飞行器100可以附加地或替代地具有安装在机身上的推进系统10。涡轮风扇发动机12可以以与图1的示例性涡轮风扇发动机12基本相同的方式构造，其具有包括LP压缩机24和HP压缩机26的压缩机区段108、燃烧区段28、以及包括HP涡轮30和LP涡轮32的涡轮区段110。
如图所示，热管理系统70是热能管理系统。热管理系统流动路径74由热管理系统70限定，并且是用于来自HP压缩机26的压缩流体(例如，引气)流的流动路径，该压缩流体流流到和/或流过热管理系统70的部件。热管理系统70被构造为接收通过热管理系统流动路径74的从压缩机区段108(例如，从HP压缩机26处或后方的一个或多个级)提取的压缩流体流。
在图3所示的实施例中，热管理系统70包括热连接到热管理系统流动路径74、压缩机区段108和防冰系统120的流量控制装置150。流量控制装置150经由管线152流体连接到HP压缩机26。管线152部分地限定热管理系统流动路径74。管线152也流体连接到HP压缩机26并从HP压缩机26延伸，使得流量控制装置150在热管理系统流动路径74中位于HP压缩机26的下游。在所示实施例中，流量控制装置150是切换阀。流量控制装置150还经由管线156和158流体连接到防冰系统120。管线156和158部分地限定热管理系统流动路径74。管线156流体连接到流量控制装置150并从流量控制装置150延伸，并且管线158流体连接到管线156，使得防冰系统120在热管理系统流动路径74中位于流量控制装置150的下游。
在所示实施例中，描绘了单个防冰系统120，并将其示出为安装在机翼上的防冰系统120。然而，应当理解，防冰系统120可以安装到每个机翼104和/或可以安装在飞行器100上的其他地方。在所示实施例中，防冰系统120被构造为通过将从压缩机区段108提取的高温/高压压缩流体流供给或流动到各种管道、室或位于机翼104和/或机舱50(图1)中的防冰系统120的内部体积(未示出)来防止机翼104和/或机舱50(图1)上的冰形成。
热管理系统70还包括膨胀涡轮160，膨胀涡轮160热连接到热管理系统流动路径74和流量控制装置150。膨胀涡轮160经由管线162流体连接到流量控制装置150，并且膨胀涡轮160经由管线158流体连接到防冰系统120。管线162部分地限定热管理系统流动路径74。管线162也流体连接到流量控制装置150并从流量控制装置150延伸，使得膨胀涡轮160在热管理系统流动路径74中位于流量控制装置150的下游。管线158也流体连接到膨胀涡轮160并从膨胀涡轮160延伸，使得防冰系统120在热管理系统流动路径74中位于膨胀涡轮160的下游。
在操作中，压缩流体流从压缩机区段108提取，并且在热管理系统流动路径74中经由管线152向下游流动到流量控制装置150。流量控制装置150用于选择性地控制从压缩机区段108接收的到膨胀涡轮160或防冰系统120的压缩流体流。例如，基于从压缩机区段108接收的压缩流体流的压力参数，在被输送到防冰系统120之前，可能需要降低压缩流体流的压力参数。在这种情况下(例如，在高功率条件下)，压缩流体流被引导到膨胀涡轮160。膨胀涡轮160被构造为使从流量控制装置150接收的压缩流体流膨胀。当膨胀涡轮160使压缩流体流膨胀时，压缩流体流的热能或温度参数和压力参数降低。在所示实施例中，膨胀涡轮160部分地膨胀压缩流体流，使得压缩流体流保持在便于膨胀涡轮160下游的位置处的热能传递的压力参数和温度参数。因此，在操作中，膨胀涡轮160将压缩流体流的压力和温度参数节流(throttledown)至期望或预定水平。流量控制装置150可以由计算装置或控制器(诸如一个或多个计算系统166)可操作地控制。应当理解，在一些实施例中，膨胀涡轮160(和驱动轴170)可以用热交换器代替，以便于在将压缩流体流传递到防冰系统120之前的压缩流体流的温度参数降低。
在经由流量控制装置150从压缩机区段108接收的压缩流体流穿过膨胀涡轮160之后，压缩流体流然后经由管线158流到防冰系统120。如上所描述的，流量控制装置150用于选择性地控制从压缩机区段118接收的压缩流体流，以将压缩流体流引导到膨胀涡轮160，或直接从压缩机区段108引导到防冰系统120(例如，经由管线156和158)。例如，在低发动机功率和/或较低压力参数下，压缩流体流可以在没有压力参数降低的情况下直接流到防冰系统120。
类似于上文结合图2所描述的，在防冰系统120的入口124处接收压缩流体流。热能(例如，热量)从流过防冰系统120的压缩流体流中提取，使得防冰系统120用作热管理系统70中的预冷却器或热交换器，用于流过热管理系统流动路径74的压缩流体流。
在所示实施例中，热管理系统70还包括膨胀涡轮130，膨胀涡轮130热连接到热管理系统流动路径74和防冰系统120。膨胀涡轮130经由管线132流体连接到防冰系统120。管线132部分地限定热管理系统流动路径74。管线132也流体连接到防冰系统120的出口134并从防冰系统120的出口134延伸，使得膨胀涡轮130在热管理系统流动路径74中位于防冰系统120的下游。因此，在操作中，压缩流体流从压缩机区段108流到防冰系统120，直接从压缩机区段108或者在穿过膨胀涡轮160之后流到防冰系统120，然后从防冰系统120向下游流到膨胀涡轮130。膨胀涡轮130被构造为使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀。当膨胀涡轮130使压缩流体流膨胀时，压缩流体流的热能降低。在一个示例中，可以降低膨胀的流体流的热能，使得膨胀的流体流的温度下降到低于环境空气的温度。
另外，热管理系统70包括齿轮箱136和发电机138。齿轮箱136经由驱动轴140可操作地联接到膨胀涡轮130。齿轮箱136被构造为经由驱动轴140将旋转能量从膨胀涡轮130传递到发电机138。例如，当膨胀涡轮130使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀时，膨胀涡轮130(或其内部部件)旋转。当膨胀涡轮130旋转时，扭矩经由驱动轴140从膨胀涡轮130传递到齿轮箱136。齿轮箱136然后可以将扭矩传递到推进系统10的其他部件，例如传递到发电机138。以这种方式，膨胀涡轮130可以经由机械装置(例如，经由齿轮箱136)向涡轮风扇发动机12提供扭矩。在该示例中，发电机138是电力发电机。例如，当扭矩被传递到发电机138时，发电机138将扭矩转换为用于电附件的电力或增加推进系统10的运载器电源。在所示实施例中，膨胀涡轮130被描绘为联接到齿轮箱136。然而，应当理解，膨胀涡轮130可以联接到任何类型的负载装置(例如，电机、机械驱动装置、流体流动装置、泵等)。
在图3中，膨胀涡轮160也经由驱动轴170可操作地联接到齿轮箱136。齿轮箱136被构造为经由驱动轴170将旋转能量从膨胀涡轮160传递到发电机138。例如，当膨胀涡轮160使从压缩机区段108接收的压缩流体流膨胀时，膨胀涡轮160(或其内部部件)旋转。当膨胀涡轮160旋转时，扭矩经由驱动轴170从膨胀涡轮160传递到齿轮箱136。在所示实施例中，膨胀涡轮130和160各自经由不同的驱动轴140和170可操作地联接到齿轮箱136。然而，应当理解，单个驱动轴可以可操作地联接到膨胀涡轮130和160，以向齿轮箱136提供输出扭矩。
在来自防冰系统120的压缩流体流穿过膨胀涡轮130之后，膨胀的流体流然后行进到热负载142。热负载热连接到热管理系统流动路径74和膨胀涡轮130。热负载142经由管线144流体连接到膨胀涡轮130。管线144部分地限定热管理系统流动路径74。管线144也流体连接到膨胀涡轮130并从膨胀涡轮130延伸，使得热负载142在热管理系统流动路径74中位于膨胀涡轮130的下游。热负载142是推进系统10附接到的运载器(例如，飞行器100)的部件或元件，其利用流体流进行热能传递。例如，热负载142可以包括用于运载器散热的散热器或用于发动机的热管理系统(诸如油冷却)的散热器中的一个或多个。膨胀的流体流的一部分也可以被输送到飞行器100的用于运载器热负载的其他系统。在穿过热负载142之后，膨胀的流体流然后可以从热负载142排出，如146所描绘的，并且被输送到LP涡轮32用于冷却和/或用于HP涡轮30或LP涡轮32的间隙控制。在其他示例中，从热负载142排出的流体流可以被输送到排气涡轮(例如，风扇喷嘴排气区段68(图1))、主动间隙控制系统、发动机舱中的一个或多个，或者被发送到机外环境。
图4是飞行器100的简化示意图，描绘了根据本公开的具有涡轮风扇发动机12的推进系统10和热管理系统70的另一个示例性实施例。涡轮风扇发动机12可以以与图1的示例性涡轮风扇发动机12基本相同的方式构造，其具有包括LP压缩机24和HP压缩机26的压缩机区段108、燃烧区段28、以及包括HP涡轮30和LP涡轮32的涡轮区段110。
在图4所示的实施例中，热管理系统70是热能管理系统。热管理系统流动路径74由热管理系统70限定，并且是用于来自HP压缩机26的压缩流体(例如，引气)流的流动路径，该压缩流体流流到和/或流过热管理系统70的部件。热管理系统70被构造为接收通过热管理系统流动路径74的从压缩机区段108(例如，从HP压缩机26处或后方的一个或多个级)提取的压缩流体流。
在图4所示的实施例中，热管理系统70包括热连接到热管理系统流动路径74和压缩机区段108的流量控制装置180。流量控制装置180经由管线182流体连接到HP压缩机26。管线182部分地限定热管理系统流动路径74。管线182也流体连接到HP压缩机26并从HP压缩机26延伸，使得流量控制装置180在热管理系统流动路径74中位于HP压缩机26的下游。在所示实施例中，流量控制装置180是切换阀。
在图4中，热管理系统70包括热连接到热管理系统流动路径74和流量控制装置180的防冰系统120。防冰系统120经由管线184流体连接到流量控制装置180。管线184部分地限定热管理系统流动路径74。管线184也流体连接到流量控制装置180并从流量控制装置180延伸，使得防冰系统120在热管理系统流动路径74中位于流量控制装置180的下游。在所示实施例中，防冰系统120被描绘为具有设置在机舱50内的其至少一部分。然而，应当理解，防冰系统120可以向飞行器100的其他部分提供防冰功能。在所示实施例中，防冰系统120被构造为通过将从压缩机区段108提取的高温/高压压缩流体流供给或流动到各种管道、室或位于机舱50中的防冰系统120的内部体积(未示出)来防止机舱50上的冰形成。在操作中，压缩流体流从压缩机区段108提取，并且在热管理系统流动路径74中经由管线182向下游流动到流量控制装置180。流量控制装置180用于选择性地控制到防冰系统120的压缩流体流。流量控制装置180可以由计算装置或控制器(诸如由一个或多个计算系统166)可操作地控制。热能(例如，热量)从流过防冰系统120的压缩流体流中提取，使得防冰系统120用作热管理系统70中的预冷却器或热交换器，用于流过热管理系统流动路径74的压缩流体流。
在所示实施例中，热管理系统70包括热连接到热管理系统流动路径74和流量控制装置180的喷射器190。喷射器190经由管线192流体连接到流量控制装置180。管线192部分地限定热管理系统流动路径74。管线192也流体连接到流量控制装置180并从流量控制装置180延伸，使得喷射器190在热管理系统流动路径74中位于流量控制装置180的下游。在所示实施例中，喷射器190是位于机舱内并且可操作以将摄入的流体流194带入机舱50中的低压比喷射器。例如，在一些实施例中，来自穿过喷射器190的压缩流体流的来自喷射器190的低压排出流体流196导致通过位于机舱50的外表面200中的一个或多个孔口的边界层气流的摄入。在一些实施例中，摄入的流体流194通过从进入和/或流过防冰系统120的压缩流体流传递热能来提供附加的热能传递。如上所述，流量控制装置180用于选择性地使从压缩机区段108接收的压缩流体流的全部或一部分在喷射器190和防冰系统120之间流动。例如，流量控制装置180可用于在喷射器90和防冰系统120之间切换压缩流体流的流量，或者流量控制装置180可用于将压缩流体流的第一部分引导到喷射器90，同时将压缩流体流的第二部分引导到防冰系统120。
在所示实施例中，热管理系统70包括膨胀涡轮130，膨胀涡轮130热连接到热管理系统流动路径74和防冰系统120。膨胀涡轮130经由管线198流体连接到防冰系统120。管线198部分地限定热管理系统流动路径74。管线198也流体连接到防冰系统120并从防冰系统120延伸，使得膨胀涡轮130在热管理系统流动路径74中位于防冰系统120的下游。
如上所述，在操作中，压缩流体流从压缩机区段108流到防冰系统120(例如，经由流量控制装置180)，然后从防冰系统120向下游流到膨胀涡轮130。膨胀涡轮130被构造为使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀。当膨胀涡轮130使压缩流体流膨胀时，压缩流体流的热能降低。在一个示例中，可以降低膨胀的流体流的热能，使得膨胀的流体流的温度下降到低于环境空气的温度。
另外，热管理系统70包括齿轮箱136。齿轮箱136经由驱动轴140可操作地联接到膨胀涡轮130。齿轮箱136被构造为经由驱动轴140将旋转能量从膨胀涡轮130传递到负载装置，诸如发电机138(图2和图3)。例如，当膨胀涡轮130使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀时，膨胀涡轮130(或其内部部件)旋转。当膨胀涡轮130旋转时，扭矩经由驱动轴140从膨胀涡轮130传递到负载装置。齿轮箱136然后可以将扭矩传递到推进系统10的其他部件，诸如传递到发电机138(图2和图3)或任何类型的负载装置(例如，电机、机械驱动装置、流体流动装置、泵等)。以这种方式，膨胀涡轮130可以经由机械装置(例如，经由齿轮箱136)向涡轮风扇发动机12提供扭矩。
在来自防冰系统120的压缩流体流穿过膨胀涡轮130之后，膨胀的流体流然后行进到热负载142。热负载热连接到热管理系统流动路径74和膨胀涡轮130。热负载142经由管线144流体连接到膨胀涡轮130。管线144部分地限定热管理系统流动路径74。管线144也流体连接到膨胀涡轮130并从膨胀涡轮130延伸，使得热负载142在热管理系统流动路径74中位于膨胀涡轮130的下游。热负载142是推进系统10附接到的运载器(例如，飞行器100)的部件或元件，其利用流体流进行热能传递。例如，热负载142可以包括用于运载器散热的散热器或用于发动机的热管理系统(例如油冷却)的散热器中的一个或多个。膨胀的流体流的一部分也可以被输送到飞行器100的用于运载器热负载的其他系统。在穿过热负载142之后，膨胀的流体流然后可以从热负载142排出，如146所描绘的，并且被输送到LP涡轮32用于冷却和/或用于HP涡轮30或LP涡轮32的间隙控制。在其他示例中，从热负载142排出的流体流可以被输送到排气涡轮(例如，风扇喷嘴排气区段68(图1))、主动间隙控制系统、发动机舱中的一个或多个，或者被发送到机外环境。
在一些实施例中，热管理系统70被构造为收集和/或混合离开防冰系统120的压缩流体流与来自喷射器190的排出流体流和/或与摄入的流体流194，并将混合的流体流流动到膨胀涡轮130。例如，在一些实施例中，热管理系统70可以包括阀系统、歧管或其他装置/系统(未示出)，以收集和/或混合离开防冰系统120的压缩流体流与来自喷射器190的排出流体流和/或与摄入的流体流194。混合的流体流然后经由膨胀涡轮130用于热能传递目的(例如，生成冷却流体)。
图5是飞行器100的简化示意图，描绘了根据本公开的具有涡轮风扇发动机12的推进系统10和热管理系统70的另一个示例性实施例。在图5中，飞行器100和具有涡轮风扇发动机12的推进系统10可以以与示例性飞行器100和具有图1的涡轮风扇发动机12的推进系统基本相同的方式构造，其具有包括LP压缩机24和HP压缩机26的压缩机区段108、燃烧区段28、包括HP涡轮30和LP涡轮32的涡轮区段110、以及防冰系统120。
如图所示，热管理系统70是热能管理系统。热管理系统流动路径74由热管理系统70限定，并且是用于来自HP压缩机26的压缩流体(例如，引气)流的流动路径，该压缩流体流流到和/或流过热管理系统70的部件。热管理系统70被构造为接收通过热管理系统流动路径74的从压缩机区段108(例如，从HP压缩机26处或后方的一个或多个级)提取的压缩流体流。
在图5所示的实施例中，热管理系统70包括热连接到热管理系统流动路径74和压缩机区段108的防冰系统120。防冰系统120经由管线122流体连接到HP压缩机26。管线122部分地限定热管理系统流动路径74。管线122也流体连接到HP压缩机26并从HP压缩机26延伸，使得防冰系统120在热管理系统流动路径74中位于HP压缩机26的下游。在所示实施例中，单个防冰系统120被描绘并且被示出为安装在机翼上的防冰系统120。然而，应当理解，防冰系统120可以安装到每个机翼104和/或可以安装在飞行器100上的其他地方。
在操作中，压缩流体流从压缩机区段108提取，并且在热管理系统流动路径74中经由管线122向下游流动到防冰系统120的入口124。在所示实施例中，压缩流体流直接从压缩机区段108流到防冰系统120。然而，应当理解，在一些实施例中，加压流体流可以在从涡轮风扇发动机12的加压区段提取之后并且在被输送到防冰系统120之前被预冷却(例如，使用风扇流或冲压管道中的空气-空气热交换器、发动机燃料或其他运载器热交换器)。热能(例如，热量)从流过防冰系统120的压缩流体流中提取，使得防冰系统120用作热管理系统70中的预冷却器或热交换器，用于流过热管理系统流动路径74的压缩流体流。
在所示实施例中，热管理系统70包括膨胀涡轮130，膨胀涡轮130热连接到热管理系统流动路径74和防冰系统120。膨胀涡轮130经由管线132流体连接到防冰系统120。管线132部分地限定热管理系统流动路径74。管线132也流体连接到防冰系统120的出口134并从防冰系统120的出口134延伸，使得膨胀涡轮130在热管理系统流动路径74中位于防冰系统120的下游。因此，在操作中，压缩流体流从压缩机区段108流到防冰系统120，并且然后从防冰系统120向下游流到膨胀涡轮130。膨胀涡轮130被构造为使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀。当膨胀涡轮130使压缩流体流膨胀时，压缩流体流的热能降低。在一个示例中，可以降低膨胀的流体流的热能，使得膨胀的流体流的温度下降到低于环境空气的温度。
在图5中，热管理系统70包括压缩机210。压缩机210经由驱动轴212可驱动地连接到膨胀涡轮130。来自膨胀涡轮130的旋转能量经由驱动轴140传递到压缩机210，以驱动压缩机210。例如，当膨胀涡轮130使从防冰系统120接收的压缩流体流膨胀时，膨胀涡轮130(或其内部部件)旋转。当膨胀涡轮130旋转时，扭矩经由驱动轴212从膨胀涡轮130传递到压缩机210。
在来自防冰系统120的压缩流体流穿过膨胀涡轮130之后，膨胀的流体流然后行进到热负载142。热负载热连接到热管理系统流动路径74和膨胀涡轮130。热负载142经由管线144流体连接到膨胀涡轮130。管线144部分地限定热管理系统流动路径74。管线144也流体连接到膨胀涡轮130并从膨胀涡轮130延伸，使得热负载142在热管理系统流动路径74中位于膨胀涡轮130的下游。热负载142是推进系统10附接到的运载器(例如，飞行器100)的部件或元件，其利用流体流进行热能传递。例如，热负载142可以包括用于运载器散热的散热器或用于发动机的热管理系统(诸如油冷却)的散热器中的一个或多个。膨胀的流体流的一部分也可以被输送到飞行器100的用于运载器热负载的其他系统。
在所示实施例中，热负载142经由管线214流体连接到压缩机210。管线214部分地限定热管理系统流动路径74。管线214也流体连接到热负载142并从热负载142延伸，使得压缩机210在热负载142的下游。在操作中，在穿过热负载142之后，膨胀的流体流经由管线214从热负载142流到压缩机210。膨胀的流体流然后被压缩机210压缩或重新压缩，以生成另一压缩流体流，如216所描绘的。在一些实施例中，压缩流体流216可以作为推进流的一部分返回到涡轮风扇发动机12(例如，进入旁通气流通道56(图1)、涡轮区段110或其他地方)。
现在参考图6，提供了概述用于推进系统和热能管理系统的操作的方法(以下称为“方法600”)的步骤的流程图。方法600的步骤可以作为指令存储在计算装置或控制器(诸如推进系统10(图3)或飞行器100(图3)的一个或多个计算系统166(图3))的存储器中。计算系统166可以包括可操作地联接到存储器的一个或多个处理器，以执行指令来在诸如本文提供的推进系统或飞行器的各种实施例中进行操作。本文提供的方法的各种实施例可以是可由计算系统166执行的计算机实施的方法。
操作包括在612处从压缩机区段108提取压缩流体流。在614处，该方法包括操作流量控制装置150以基于压缩流体的压力参数来引导压缩流体流。在616处，该方法包括确定是否应当降低压缩流体流的压力参数。如果是，则该方法前进到618，在618处该方法包括使压缩流体流流到膨胀涡轮160。
在620处，该方法包括从流过膨胀涡轮160的压缩流体流中提取能量。例如，使压缩流体流流过膨胀涡轮160将降低压缩流体的压力参数。在622处，该方法包括使压缩流体流从膨胀涡轮160流到防冰系统120。该方法然后从622进行到626。
在616处，如果不需要降低压缩流体流的压力参数，则该方法继续到624，在624处该方法包括使压缩流体流流到防冰系统120。在626处，该方法包括通过防冰系统120从压缩流体流中提取热能。在628处，该方法包括使压缩流体流从防冰系统120流到膨胀涡轮130。在630处，该方法包括从使压缩流体流流过膨胀涡轮130来提取能量。在632处，该方法包括在可操作地联接到膨胀涡轮130的机器(例如，齿轮箱136和/或发电机138)处接收能量。在634处，该方法包括使膨胀的流体流从膨胀涡轮130流到热负载142。
现在参考图7，提供了概述用于推进系统和热能管理系统的操作的方法(以下称为“方法700”)的步骤的流程图。方法700的步骤可以作为指令存储在计算装置或控制器(诸如推进系统10或飞行器100的一个或多个计算系统166)的存储器中。计算系统166可以包括可操作地联接到存储器的一个或多个处理器，以执行指令来在诸如本文提供的推进系统或飞行器的各种实施例中进行操作。本文提供的方法的各种实施例可以是可由计算系统166执行的计算机实施的方法。
操作包括在712处从压缩机区段108提取压缩流体流。在714处，该方法包括操作流量控制装置180以将压缩流体流引导到喷射器190和/或防冰系统120。在716处，该方法包括确定是否将压缩流体流的全部或一部分发送到喷射器190。如果压缩流体流要绕过喷射器190，则该方法继续到718，在718处该方法包括使压缩流体流流到防冰系统120。在720处，该方法包括通过防冰系统120从压缩流体流中提取热能。在722处，该方法包括使压缩流体流从防冰系统120流到膨胀涡轮130。该方法然后从722前进到732。
如果在716处压缩流体流的全部或一部分要被引导到喷射器190，则该方法前进到724，在724处该方法包括使压缩流体流流过喷射器190。在726处，该方法包括基于来自喷射器190的排出压缩流体流来夹带摄入的流体流。在728处，该方法包括从摄入的流体流传递热能(例如，使用摄入的流体流来对从压缩机区段108接收的或用于其他热能传递目的的压缩流体流提供冷却)。在730处，该方法包括收集并混合来自喷射器190的排出流体流和/或由喷射器190夹带的摄入的流体流与离开防冰系统120的压缩流体流。
在732处，该方法包括使混合的流体流从防冰系统120流到膨胀涡轮130。在734处，该方法包括从使压缩流体流流过膨胀涡轮130来提取能量。在736处，该方法包括在可操作地联接到膨胀涡轮130的机器(例如，齿轮箱136和/或发电机138)处接收能量。在738处，该方法包括使膨胀的流体流从膨胀涡轮130流到热负载142。
因此，在实施例中，所公开的热管理系统从推进系统的加压区段获取引气，并使用运载器的防冰系统作为引气的预冷却器。引气流过防冰系统，并且然后被导向到膨胀涡轮。来自防冰系统的引气由膨胀涡轮膨胀以生成旋转能量，该旋转能量从膨胀涡轮传递以向负载装置提供动力。膨胀的引气从膨胀涡轮向下游流动到热负载，以为运载器的一个或多个装置或系统提供热能传递。从推进系统的加压区段提取的引气具有适合于在膨胀引气用于发动机冷却用途之前向运载器的加热需求装置(例如，防冰系统)提供热能传递的温度。这种构造对各种空气动力学表面具有双重益处(例如，提供这种表面的防结冰)，同时还降低要用于冷却目的的气流的温度。另外，使用防冰系统(例如，机翼防冰系统)作为热管理系统预冷却器消除和/或减少了推进效率损失，否则可能会因引入附加的热交换器(诸如将流输送到板翅型砖式冷却器的表面冷却器或冲压管道勺)而导致推进效率损失。此外，本公开的实施例利用空气动力学表面(例如，机翼)作为具有大表面面积和低推进效率阻力损失的环境空气的散热器。
进一步方面由以下条项的主题提供：
一种用于飞行器的热管理的方法，所述方法包括：从推进系统的压缩机区段提取压缩流体流；使所述压缩流体流穿过防冰系统；使所述压缩流体流从所述防冰系统流到涡轮；使所述压缩流体流经所述涡轮膨胀；以及使膨胀的所述压缩流体流流动以与热负载热连通。
根据前述条项所述的方法，其中，使所述压缩流体流穿过所述防冰系统包括使所述压缩流体流穿过机翼防冰系统。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述涡轮包括第一涡轮，并且其中所述压缩流体流包括压力参数，并且进一步包括使所述压缩流体流流过第二涡轮，以在使所述压缩流体流穿过所述防冰系统之前降低所述压力参数。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括基于所述压缩机区段的下游的流量控制装置选择性地使所述压缩流体流流到所述第二涡轮。
根据任何前述条项所述的方法，其中，所述涡轮可操作地联接到驱动轴，并且进一步包括在所述驱动轴处生成输出扭矩以操作负载装置。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括选择性地将所述压缩流体流的至少一部分传递到喷射器。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括：使所述压缩流体流流到位于所述防冰系统的上游的流量控制装置；经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第一部分流到喷射器；以及经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第二部分流到所述防冰系统。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括：使所述压缩流体流流到位于所述防冰系统的上游的流量控制装置；经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第一部分流到喷射器；经由来自所述喷射器的排出流体流夹带摄入的流体流；经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第二部分流到所述防冰系统；收集来自所述防冰系统的所述压缩流体流的所述第二部分；收集所收集的所述压缩流体流的所述第二部分、所述摄入的流体流和所述排出流体流，以形成混合的流体流；以及使所述混合的流体流流到所述涡轮。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括：使所述压缩流体流流到位于所述防冰系统的上游的流量控制装置；经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第一部分流到喷射器；基于来自所述喷射器的排出流体流夹带摄入的流体流；以及经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第二部分流到所述防冰系统。
一种推进系统，包括：涡轮机，所述涡轮机包括处于串行流动顺序的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；热管理系统，所述热管理系统限定热管理系统流动路径，并且能够操作以接收通过所述热管理系统流动路径的从所述压缩机区段提取的引气流，所述热管理系统包括：防冰系统，所述防冰系统热连接到所述热管理系统流动路径和所述压缩机区段；膨胀涡轮，所述膨胀涡轮在所述防冰系统的下游流体连接到所述热管理系统流动路径；以及热负载，所述热负载在所述膨胀涡轮的下游热连接到所述热管理系统流动路径。
根据任何前述条项所述的推进系统，其中，所述膨胀涡轮包括第一膨胀涡轮，并且其中所述热管理系统进一步包括第二膨胀涡轮，所述第二膨胀涡轮在所述防冰系统的上游流体连接到所述热管理系统流动路径。
根据任何前述条项所述的推进系统，其中，所述热管理系统进一步包括流量控制装置，所述流量控制装置连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以选择性地使所述引气流流到所述防冰系统或所述第二膨胀涡轮中的至少一个。
根据任何前述条项所述的推进系统，其中，所述热管理系统进一步包括喷射器，所述喷射器连接到所述热管理系统流动路径并且位于所述压缩机区段的下游。
根据任何前述条项所述的推进系统，其中，所述热管理系统进一步包括流量控制装置，所述流量控制装置连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以选择性地使所述引气流流到所述防冰系统或所述喷射器中的至少一个。
根据任何前述条项所述的推进系统，进一步包括负载装置，并且其中所述膨胀涡轮可操作地联接到驱动轴以操作所述负载装置。
根据任何前述条项所述的推进系统，其中，所述热管理系统进一步包括喷射器，所述喷射器连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以基于来自所述喷射器的所述引气流的排出流来夹带摄入的流体流。
根据任何前述条项所述的推进系统，其中，所述摄入的流体流流体连接到所述热管理系统流动路径。
一种飞行器，包括：机身；一对机翼，所述一对机翼联接到所述机身；推进系统，所述推进系统联接到所述机身或所述一对机翼中的至少一个，所述推进系统包括涡轮机，所述涡轮机具有处于串行流动顺序的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；以及热管理系统，所述热管理系统限定热管理系统流动路径，并且能够操作以接收通过所述热管理系统流动路径的从所述压缩机区段提取的引气流，所述热管理系统包括：防冰系统，所述防冰系统热连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以使用所述引气流防止所述一对机翼中的至少一个机翼上的冰形成；以及膨胀涡轮，所述膨胀涡轮在所述防冰系统的下游的位置处流体连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以使从所述防冰系统接收的所述引气流膨胀。
根据任何前述条项所述的飞行器，其中，所述膨胀涡轮包括第一膨胀涡轮，并且其中所述热管理系统进一步包括第二膨胀涡轮，所述第二膨胀涡轮在所述防冰系统的上游流体连接到所述热管理系统流动路径。
根据任何前述条项所述的飞行器，其中，所述热管理系统进一步包括流量控制装置，所述流量控制装置位于所述第二膨胀涡轮和所述防冰系统的上游，所述流量控制装置能够操作以选择性地使所述引气流流到所述第二膨胀涡轮或所述防冰系统中的至少一个。
根据任何前述条项所述的飞行器，其中，所述热管理系统进一步包括喷射器，所述喷射器连接到所述热管理系统流动路径并位于所述压缩机区段的下游。
根据任何前述条项所述的飞行器，其中，所述热管理系统进一步包括流量控制装置，所述流量控制装置连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以选择性地使所述引气流流到所述防冰系统或所述喷射器中的至少一个。
根据任何前述条项所述的飞行器，进一步包括负载装置，并且其中所述膨胀涡轮可操作地联接到驱动轴以操作所述负载装置。
根据任何前述条项所述的飞行器，其中，所述热管理系统进一步包括喷射器，所述喷射器连接到所述热管理系统流动路径，并且能够操作以基于来自所述喷射器的所述引气流的排出流来夹带摄入的流体流。
根据任何前述条项所述的飞行器，其中，所述摄入的流体流流体连接到所述热管理系统流动路径。
该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。本公开的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。
虽然本公开已经被描述为具有示例性设计，但本公开可在本公开的范围内进一步修改。因此，本申请旨在涵盖使用其一般原理的本公开的任何变化、用途或改编。此外，本申请旨在涵盖属于本公开所属领域的已知或惯常实践并且落入所附权利要求的限制内的与本公开的这种偏离。

Claims (10)

1.一种用于飞行器的热管理的方法，其特征在于，所述方法包括：
从推进系统的压缩机区段提取压缩流体流；
使所述压缩流体流穿过防冰系统；
使所述压缩流体流从所述防冰系统流到涡轮；
使所述压缩流体流经所述涡轮膨胀；以及
使膨胀的所述压缩流体流流动以与热负载热连通。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，使所述压缩流体流穿过所述防冰系统包括使所述压缩流体流穿过机翼防冰系统。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述涡轮包括第一涡轮，并且其中所述压缩流体流包括压力参数，并且进一步包括使所述压缩流体流流过第二涡轮，以在使所述压缩流体流穿过所述防冰系统之前降低所述压力参数。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，进一步包括基于所述压缩机区段的下游的流量控制装置选择性地使所述压缩流体流流到所述第二涡轮。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，其中，所述涡轮可操作地联接到驱动轴，并且进一步包括在所述驱动轴处生成输出扭矩以操作负载装置。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括选择性地将所述压缩流体流的至少一部分传递到喷射器。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：
使所述压缩流体流流到位于所述防冰系统的上游的流量控制装置；
经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第一部分流到喷射器；以及
经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第二部分流到所述防冰系统。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：
使所述压缩流体流流到位于所述防冰系统的上游的流量控制装置；
经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第一部分流到喷射器；
经由来自所述喷射器的排出流体流夹带摄入的流体流；
经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第二部分流到所述防冰系统；
收集来自所述防冰系统的所述压缩流体流的所述第二部分；
收集所收集的所述压缩流体流的所述第二部分、所述摄入的流体流和所述排出流体流，以形成混合的流体流；以及
使所述混合的流体流流到所述涡轮。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，进一步包括：
使所述压缩流体流流到位于所述防冰系统的上游的流量控制装置；
经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第一部分流到喷射器；
基于来自所述喷射器的排出流体流夹带摄入的流体流；以及
经由所述流量控制装置选择性地使所述压缩流体流的第二部分流到所述防冰系统。
10.一种推进系统，其特征在于，包括：
涡轮机，所述涡轮机包括处于串行流动顺序的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；以及
热管理系统，所述热管理系统限定热管理系统流动路径，并且能够操作以接收通过所述热管理系统流动路径的从所述压缩机区段提取的引气流，所述热管理系统包括：
防冰系统，所述防冰系统热连接到所述热管理系统流动路径和所述压缩机区段；
膨胀涡轮，所述膨胀涡轮在所述防冰系统的下游流体连接到所述热管理系统流动路径；以及
热负载，所述热负载在所述膨胀涡轮的下游热连接到所述热管理系统流动路径。
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