CN117836508A - 用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使用这种系统的方法 - Google Patents

用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使用这种系统的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117836508A
CN117836508A CN202280056725.5A CN202280056725A CN117836508A CN 117836508 A CN117836508 A CN 117836508A CN 202280056725 A CN202280056725 A CN 202280056725A CN 117836508 A CN117836508 A CN 117836508A
Authority
CN
China
Prior art keywords
refrigerant
heating device
cooling system
safety heating
circulation
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
CN202280056725.5A
Other languages
English (en)
Inventor
P·C·克鲁
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.)
Safran Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles SAS
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 Safran Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of CN117836508A publication Critical patent/CN117836508A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/25—Three-dimensional helical
    • 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
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D1/03—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with plate-like or laminated conduits
    • F28D1/0308—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with plate-like or laminated conduits the conduits being formed by paired plates touching each other
    • 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
    • F28D1/00—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators
    • F28D1/02—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid
    • F28D1/03—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with plate-like or laminated conduits
    • F28D1/0358—Heat-exchange apparatus having stationary conduit assemblies for one heat-exchange medium only, the media being in contact with different sides of the conduit wall, in which the other heat-exchange medium is a large body of fluid, e.g. domestic or motor car radiators with heat-exchange conduits immersed in the body of fluid with plate-like or laminated conduits the conduits being formed by bent plates
    • 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
    • F28D2021/0026—Other heat exchangers for particular applications; Heat exchange systems not otherwise provided for for combustion engines, e.g. for gas turbines or for Stirling engines
    • 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
    • F28D9/0031—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 paired plates touching each other
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F28—HEAT EXCHANGE IN GENERAL
    • F28F—DETAILS OF HEAT-EXCHANGE AND HEAT-TRANSFER APPARATUS, OF GENERAL APPLICATION
    • F28F3/00—Plate-like or laminated elements; Assemblies of plate-like or laminated elements
    • F28F3/12—Elements constructed in the shape of a hollow panel, e.g. with channels

Abstract

一种用于冷却飞行器的制冷剂(R)的系统(1)，其包括用于循环制冷剂(R)的多个管道(2)，管道(2)配置为至少部分地与气流(A)接触，以通过对流来冷却制冷剂(R)，冷却系统(1)包括在循环管道(2)的至少一部分内部延伸的安全加热装置(3)、根据循环管道(2)中制冷剂(R)的流速测量制冷剂(R)的物理参数的部件(4)、和控制构件(5)，控制构件(5)配置成当测量的物理参数低于对应于循环管道(2)中制冷剂(R)的最小流速的预定阈值时，启动安全加热装置(3)。

Description

用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使 用这种系统的方法
技术领域
本发明涉及热交换器领域，更确切地说，涉及一种用于冷却飞行器的制冷剂的系统。
背景技术
众所周知，飞行器包括一个或多个推进组件，所述推进组件包括涡轮机和机壳。涡轮机配置成允许飞行器通过加速内部气流而被推进，所述内部气流在涡轮机的次级导管中循环，并来自外部气流。机壳围绕涡轮机延伸，并允许外部气流被导入涡轮机。
众所周知，涡轮机包括一组旋转部件，例如风扇、一个或多个压缩机、一个或多个涡轮机、附属齿轮箱、一个或多个附属发电机(未示出)等。为了确保旋转装置(热区)的冷却和润滑，已知制冷剂(通常是油)在闭合回路中与旋转部分接触地循环，以吸收热量并冷却旋转部分。为了确保制冷剂的冷却，已知飞行器包括一个或多个热交换器以从制冷剂中带走热量。
已知专利申请FR3094753A1公开了一种表面型热交换器，所述表面型热交换器在机壳表面延伸，以通过与形成冷源的气流对流来冷却形成热源的制冷剂。因此，气流的循环允许从来自涡轮机热区的制冷剂中带走热量。如果表面热交换器安装在机壳的外表面，则气流以涡轮机外部气流的形式存在，如果表面热交换器安装在机壳的内表面，则气流以在涡轮机的次级导管中循环的内部气流的形式存在。一旦被气流冷却，制冷剂就重新与热区接触，以再次从热区吸热。表面热交换器包括一组管道，这些管道通常是平行的，制冷剂在其中循环，以促进与气流的对流交换。
实际上，特别是在长时间暴露在非常低的室外温度下和/或当制冷剂流速过低时，制冷剂可能在管道中冻结。当涡轮机的引擎在飞行中停止时或者当飞行器在非常寒冷的天气下长时间停放在地面上时，可能会遇到这种情况。这种情况减缓甚至阻止了制冷剂通过管道的循环，这不利地干扰了引擎起动或重新起动后涡轮机热区的冷却。
为了抵消这一点，已知翅片式热交换器具有围绕所有制冷剂管道在外围延伸的支路管道。在冻结的情况下，制冷剂通过支路管道循环，以通过传导加热冻结的管道。然而，翅片式热交换器具有干扰外部气流流动的缺点，这不利地降低了涡轮机的性能。实际上，翅片在机壳的表面上形成不规则性，这促进了热交换并允许管道以紧凑的形式布置，但缺点是不期望地降低了机壳的空气动力学性能。
为了解决这个缺点，一个直接的解决方案是在表面热交换器上提供一个具有光滑和空气动力学外壳的外围支路通道。然而，这种解决方案不能有效地加热所有导管，因为这些导管相较于翅片式热交换器中的导管间隔更远。因此，有必要在每个导管旁边安装次级导管，这既昂贵又麻烦。此外，为了提高效率，需要使用低粘度范围的传热流体，这种传热流体的缺点是价格昂贵、密度高并且需要在飞行器上安装专用的闭合回路。
因此，本发明旨在消除这些缺点中的至少一些缺点。
发明内容
本发明涉及一种用于冷却飞行器的制冷剂的系统，所述冷却系统包括多个用于循环制冷剂的导管，循环导管配置为至少部分地与气流接触，以通过对流来冷却制冷剂。
本发明的显著之处在于冷却系统包括：
·至少一个安全加热装置，其在所述循环导管的至少一部分内部延伸，以直接加热制冷剂，
·至少一个用于测量制冷剂的物理参数的构件，所述物理参数的测量根据制冷剂在循环管道中的流速进行，以及
·至少一个控制构件，其配置为当所测量的物理参数低于对应于循环管道中的制冷剂的最小流速的预定阈值时，启动安全加热装置。
本发明有利地使得当制冷剂温度低时，通过借助安全加热装置加热制冷剂，可以促进制冷剂在冷却系统中的循环。安全加热装置有利地在循环管道内部延伸，与制冷剂直接接触，这促进了与制冷剂的热交换。因此，制冷剂被冷却系统自身快速方便地加热。这避免了需要将外部加热装置集成到飞行器的负载环境中，因为外部加热装置不与制冷剂直接接触，所以效率较低。这种安全加热装置防止一个或多个循环导管的堵塞，从而在启动或重新启动涡轮机后恢复热交换器的运行。
因此，本发明提出向冷却系统添加第二加热安全功能，其中制冷剂(即冷源)由安全加热装置(即热源)加热。这与冷却系统的主要功能相反，通过气流(即冷源)冷却制冷剂(即热源)。因此，本发明能够防止制冷剂在循环管道中冻结甚至凝固，特别是在长时间暴露于低温下或者没有热制冷剂供应的情况下。当飞行器引擎在飞行中停止或飞行器在寒冷天气下长时间停在地面上时，会出现这种情况。
根据本发明的优选方面，物理参数选自包括循环导管中制冷剂的温度、速度、流速、粘度和压力的组。优选地，测量的物理参数是制冷剂的温度，并且阈值具有阈值温度的形式。
根据本发明的一个方面，安全加热装置在至少三分之一的循环管道内部延伸，优选在至少一半的循环管道内部延伸，优选在循环管道的整个内部延伸。因此，安全加热系统允许制冷剂被有效且全面地加热。安全加热装置特别包括与制冷剂直接接触的延伸的交换表面，这促进了热交换，特别是通过传导。
优选地，冷却系统包括至少一个分配器，所述分配器配置为向循环管道供应制冷剂，安全加热装置延伸到分配器的至少一部分中。因此，安全加热装置不仅可以加热循环管道，还可以加热供料分配器，以防止后者的堵塞。
优选地，冷却系统包括至少一个歧管，所述歧管配置成在循环管道的出口处收集制冷剂，安全加热装置延伸到歧管的至少一部分中。因此，安全加热装置可以加热循环导管，还可以加热循环导管的出口歧管，以防止后者的堵塞。
根据本发明的优选方面，安全加热装置包括比至少一个循环导管的横截面的表面小至少两倍的表面横截面，优选比至少一个循环导管的横截面的表面小至少三倍。这使得可以在限制循环管道直径的同时，保持制冷剂的最佳循环。优选地，安全加热装置包括的表面横截面至多比至少一个循环导管的横截面的表面小五倍。因此，安全加热装置与制冷剂的交换表面扩大了，这促进了热交换。
根据本发明的一个方面，循环导管的至少一部分包括壁部，所述壁部包括内表面，安全加热装置附接在所述内表面上，优选在多个彼此不连续的附接点处。因此，安全加热装置与循环管道是一体的，避免了飞行器飞行过程中任何相对运动引起的冲击和振动。不连续的附接点进一步增加了冷却系统对热膨胀的抵抗力，提供了一定的间隙，允许循环管道和安全加热装置之间存在的热膨胀差异。
根据本发明的一个方面，所述循环导管的至少一部分包括壁部，所述壁部具有交换部分和相对部分，所述交换部分与气流接触，所述相对部分与交换部分相对并与气流隔离，所述安全加热装置附接在所述相对部分。这避免了减少气流和制冷剂之间在交换部分发生的热交换。此外，将安全加热装置安装在相对侧可防止热量散发到气流中。
根据本发明的一个方面，优选地，安全加热装置的至少一部分在至少一个循环导管内以波浪状形式延伸。这使得可以提高冷却系统对循环管道和安全加热装置之间的热膨胀差异的抵抗力。
根据本发明的一个方面，冷却系统包括与气流接触的外层和与气流隔离的内层，外层与内层一起限定了循环管道，优选地，外层是光滑的，以便对气流具有空气动力学特性。因此，冷却系统具有表面热交换器的形式，与翅片式热交换器相反，翅片式热交换器的外层包括脊以增加气流和制冷剂之间的交换表面。冷却系统有利地促进了气流的流动，这提高了飞行器的性能。
优选地，内层是波浪状形的，以限定循环管道。因此，循环导管包括半圆形横截面，以促进外层的空气动力学。
优选地，制冷剂为油的形式，其配置为确保飞行器推进组件的旋转部分的冷却。
优选地，阈值温度低于-20℃，优选地低于-30℃，优选地低于-40℃。制冷剂在阈值温度下冻结或甚至凝固，这减少或甚至阻止了制冷剂在循环管道中的循环。
优选地，安全加热装置配置为加热到50℃以上，优选80℃以上。这允许制冷剂被快速有效地加热。
根据本发明的一个方面，安全加热装置包括至少一条加热管线，传热流体在其中循环，优选地，传热流体为空气。这有利地允许传热流体从气流中获取，优选地在压缩机处或在高压涡轮机和低压涡轮机之间获取，在那里传热流体自然是热的，这避免了需要加热空气。
优选地，安全加热装置包括单个加热管线。这避免了冷却系统的重负荷，并简化了安全加热系统的结构。
根据本发明的一个方面，传热流体是部分包含涡轮机排气的空气。
优选地，安全加热装置包括具有传热流体的管线的至少一个供应构件，优选地根据对应于大于2500雷诺数，优选地大于4000雷诺数的流速。传热流体的流动因此是湍流的，这促进了与制冷剂的热交换。
优选地，安全加热装置包括在气流中的传热流体的至少一个回流构件，优选地在外部气流中的传热流体的至少一个回流构件。这避免了对闭合回路的需要和对传热流体的加热。
根据本发明的一个方面，安全加热装置包括至少一根电阻电缆。这有利地无需传热流体回路。温度调节也得到简化。
优选地，安全加热装置包括单根电阻电缆。这避免了冷却系统的重负荷，并简化了安全加热系统的结构。
优选地，测量构件是温度传感器的形式，优选地安装在循环导管中，以确保精确性和可靠性。
根据一个优选方面，安全加热装置包括自调节传导材料，其导热率随着温度降低。这使得可以在制冷剂温度低时增加热交换，并在制冷剂温度升高时减少热交换。
本发明还涉及一种飞行器，其包括至少一个推进组件和至少一个用于冷却如前所述的制冷剂的系统，所述推进组件配置为飞行器提供推进力，制冷剂优选被配置为冷却推进组件的至少一个旋转部件。优选地，推进组件包括涡轮机。
由于本发明，即使在飞行停止或特别是在非常寒冷的天气下长时间停在地面上的情况下，飞行器中制冷剂的循环也保持流动。这使得可以保持在飞行器中循环的制冷剂的最小流速，特别是冷却飞行器推进组件的旋转部件的旋转部分。
优选地，飞行器包括机壳，所述机壳包括整流罩，并且冷却系统的外层形成整流罩的一部分。优选地，外层是光滑的并且符合空气动力学以促进气流的流动。因此冷却系统不包含翅片。
根据优选方面，冷却系统在机壳的外表面延伸，以与涡轮机外部的气流接触。
根据优选方面，冷却系统在机壳的内表面延伸，以与在涡轮机的次级导管中循环的内部气流接触。
优选地，冷却系统包括至少一个进气构件，用于供应安全加热装置的管线，所述进气构件延伸到飞行器的主管道中，优选地延伸在压缩机处或在高压涡轮和低压涡轮之间。
优选地，物理参数的测量构件是温度传感器的形式，优选地安装在涡轮机的高压涡轮和低压涡轮之间，并配置成测量涡轮的排气温度，本领域技术人员已知术语为“EGT(排气温度)传感器”。
本发明还涉及一种使用如前所述的冷却系统的方法，所述使用方法包括：
·测量制冷剂的物理参数的步骤，所述物理参数的测量根据制冷剂在循环管道的流速进行，和
·当测量的物理参数小于对应于循环管道中制冷剂的最小流速的预定阈值时，启动安全加热装置以加热制冷剂的步骤。
有利的是，所述使用方法实施起来简单且快速。有利的是，仅当制冷剂冻结或甚至凝固时才启动加热，这通过物理参数来控制。因此，这不会破坏气流和制冷剂之间的热交换。此外，这消除了安装外部热交换器的需要，外部热交换器体积大且效率低。安全加热装置有利地在延伸到循环管道内部，与制冷剂直接接触，以实现快速、全面和有效的作用。
优选地，使用方法包括停用安全加热装置的步骤，优选地当测量的物理参数大于阈值时停用安全加热装置的步骤。因此，安全加热装置形成待机装置，仅在制冷剂冻结或凝固时启动。这不会干扰冷却系统的主要冷却功能。
优选地，方法包括在启动或重启飞行器推进组件时的启动步骤。
优选地，在飞行器推进组件的每个操作循环中实施启动的步骤和停用的步骤，以检查其正确操作并限制异物堵塞的风险。
优选地，冷却系统包括多个测量构件，其中至少一个测量构件延伸到安全加热装置的下游，以检测其中的泄漏，或检查尽管进行了停用的步骤但仍继续运行的情况，这可能对飞行安全有害。
本发明还涉及一种使用如前所述的飞行器的方法，所述方法实施如前所述的使用方法。优选地，所述使用方法在引擎飞行停止期间实施。
本发明还涉及一种制造如前所述的冷却系统制造系统的方法，所述方法包括将安全加热装置内部附接到内层的步骤和包括组装内层和外层以形成循环管道的步骤。优选地，安全加热装置固定在由内层波纹形成的壳体中。冷却系统的制造优点在于简单、容易且快速。
附图说明
通过阅读作为示例给出的以下描述并参考作为非限制性示例给出的以下附图，将更好地理解本发明，其中相同的附图标记表示相似的物体。
图1是包括根据本发明实施例的冷却系统的飞行器的推进组件的纵向半截面示意图。
图2是根据本发明实施例的冷却系统的示意性透视图。
图3是图2的冷却系统的示意性截面图。
图4A是根据本发明的一个实施例的冷却系统的循环导管的示意性截面图，所述冷却系统具有内部传热流体管线形式的安全加热装置。
图4B是根据本发明一个实施例的冷却系统的循环管道的示意性截面图，所述冷却系统具有内部传热流体管线形式的安全加热装置。
图5A和图5B是根据本发明的两个实施例的冷却系统的循环管道中的安全加热装置的定位的两个简化示意图。
图6是根据本发明的一个实施例的冷却系统的循环管道中的安全加热装置的定位的示意图。
图7是使用根据本发明一个实施例的冷却系统的方法的示意图。
图8是安全加热装置停用时冷却系统中热传递的示意图。
图9是安全加热装置启动时冷却系统中热传递的示意图。
应当注意的是，附图详细阐述了本发明，以实施本发明，所述附图当然可以用于在适用的情况下更好地定义本发明。
具体实施方式
本发明涉及一种用于冷却用于飞行器的制冷剂的系统，所述系统包括安全加热装置，以防止制冷剂在制冷剂流速低时或者在长时间暴露于非常低的温度的情况下冻结甚至凝固。当飞行器引擎在飞行中停止时，以及当飞行器在非常冷的天气下长时间停在地面上时，本发明尤其有利。
参考图1并如前所述，飞行器包括一个或多个推进组件10，推进组件10包括涡轮机11和机壳15。涡轮机11沿着从上游到下游定向的纵向轴线X延伸，并且配置成允许飞行器通过内部气流Aint的加速来推进，所述内部气流Aint在涡轮机中从上游到下游循环并且来自外部气流Aext。机壳15沿着纵向轴线X围绕涡轮机11延伸，并且使得能够在涡轮机11中引导外部气流Aext的一部分。
如图1所示和前面所述，涡轮机11包括一组旋转部件(例如风扇12)、一个或多个压缩机13、一个或多个涡轮14、附属齿轮箱(未示出)、一个或多个附属发电机(未示出)等。参考图1和2，为了确保旋转部件的冷却和润滑，飞行器的推进组件10包括制冷剂R(通常是油)的闭合回路17，制冷剂R与旋转部件的旋转部分(未示出)接触循环。这允许由旋转部分的摩擦产生的热量传递给制冷剂R，以冷却旋转部件。为了清楚起见，涡轮机11的包括待冷却的旋转部件的区域将被称为“热区”。
如图1和2所示，闭合回路17包括用于冷却制冷剂流体R的系统1，所述系统包括入口管线18(待冷却的制冷剂流体R在其中循环)和出口管线19(冷却的制冷剂R在其中流动)。冷却系统1包括一组制冷剂R的循环导管2，其配置成与气流A(图2)接触，以冷却在与热区接触循环后积聚热量的制冷剂R。参考图2，冷却系统1还包括分配器6和歧管7，分配器6和歧管7分别配置成分配和收集循环导管2中的制冷剂R。
参考图2和图3，冷却系统1包括附接(通过例如焊接或胶粘)在一起的外层8和内层9，外层8和内层9一起限定循环管道2。根据图3所示的优选方面，外层8是光滑的，从而符合空气动力学并促进气流A的循环。外层8配置成与气流A直接接触。
内层9包括凹部，所述凹部限定循环管道2。优选地，循环导管2包括半椭圆形、优选半圆形的横截面，所述横截面使得与气流的交换表面最大化，如图3所示。冷却系统1优选地不包含在外层8处形成扰乱气流A流动的表面微凸体的翅片。优选地，外层8和内层9是刚性的并且由铝合金制成，优选地厚度在0.8mm和2mm之间。
根据图1所示的优选方面，外层8形成机壳15的整流罩16的一部分。换句话说，冷却系统1是安装在机壳15的表面上的表面热交换器的形式，以与气流A接触。在所述示例中，冷却系统1位于风扇12的下游，在整流罩16的面向涡轮机11的内侧上，优选地在整流叶片的上游。冷却系统1因此与来自风扇12并在涡轮机11的次级管道中循环的大量内部气流接触。然而，不言而喻的是，冷却系统1可以以任何形式定位在机壳15的表面上，在内表面或外表面上，在风扇罩、推力反向器(未示出)、次级管道和喷嘴等处。冷却系统1尤其可以定位在整流罩16的与内表面相对的外表面上，以与涡轮机11外部的外部气流Aext接触。在下文中，气流A泛指内部气流Aint或外部气流Aext。
如图2和3所示，循环导管2围绕纵向轴线X在机壳15的角度部分中周向延伸。因此，循环导管2在相对于纵向轴线X的轴向截面中彼此平行地延伸。因此，每个循环导管2在横向于纵向轴线X的平面内延伸，位于其他循环导管2的横向平面的上游或下游。在所述示例中，具有四个循环导管2，但不言而喻的是，该数量可以不同。优选地，循环导管2的总长度大于1m，优选地大于2m，并且优选地小于4m。同样优选地，循环导管2包括大于0.3cm2并且小于2cm2的表面横截面。同样优选地，分隔两个相邻循环导管2的纵向距离大于3cm且小于5cm。因此，循环导管2间隔开，并包括实质的交换表面，以促进与外部气流A的对流交换。
根据本发明，如图2和3所示，冷却系统1还包括安全加热装置3(如虚线所示)，所述安全加热装置3在内部延伸到循环管道2中，以加热制冷剂R。冷却系统1还包括：
·用于测量制冷剂R的物理参数PR的构件4，所述物理参数PR的测量根据制冷剂R在循环管道2中的流速进行，以及
·控制构件5，其配置成当测量的物理参数PR小于对应于循环管道2中制冷剂R的预定最小流速的预定阈值时，启动安全加热装置3。
优选地，物理参数PR是以下物理参数之一的形式：温度、速度、流速、粘度和压力。因此，物理参数PR具有物理参数的形式，所述物理参数的变化与循环导管2中的流速变化相关联。这使得有可能通过测量给定参数PR来确定循环的制冷剂R在循环导管2中是否是流体，或者是否有必要启动安全加热装置3。
根据优选的方面，物理参数PR具有制冷剂R的温度的形式。预定阈值优选为小于-20℃，优选小于-30℃，优选大于-50℃的温度的形式。在这样的阈值温度下，油(即制冷剂R)被冻结，或者甚至凝固，这中断了其在冷却系统1中的循环，并因此中断了热区的冷却。安全加热装置3的启动允许制冷剂R被加热，以降低其粘度并促进其循环。在飞行器巡航速度期间，循环导管2入口处的制冷剂R的温度通常在50℃和100℃之间。在10,000m的巡航高度上，外部气流A的温度在-40℃和-70℃之间。特别是如果引擎在飞行中停止或在非常寒冷的天气下长时间停在地面上，即如果温度低于-40℃至少15分钟，则可能会达到阈值温度。
根据另一优选方面，物理参数PR具有在循环导管2的一个或多个点处测量的局部或平均速度、流量或粘度的形式。根据另一优选方面，物理参数PR具有在循环导管2的一个或多个点处测量的压力的形式，例如在循环导管2的入口和出口处测量的压力，以确定压力差。如果制冷剂冻结，压力差上升到预定阈值以上。
参考图4A和4B，并且如稍后将呈现的，安全加热装置3优选地采取一个或多个加热管线30、31的形式，例如传热流体C的管线30(参见图4A)或电阻电缆31(参见图4B)。测量构件4例如是温度传感器、流量计、速度传感器或压力传感器的形式。优选地，测量构件4安装在循环导管2中。在传热流体管线30的情况下，控制构件5优选为至少一个阀的形式，或者在电阻电缆31的情况下，控制构件5优选为电开关的形式。控制构件5安装在安全加热装置3上，优选安装在入口和/或出口处。
参考图3，安全加热装置3，无论其形状如何，都关于循环管道2在内部延伸，与制冷剂R直接接触，以通过传导促进交换。这防止了在循环导管2中形成固体部分。
安全加热装置3还附接在循环导管2的壁部20(即内层9)的内表面21，以防止外层8在飞行器飞行期间受到的冲击和振动。根据图3、4A和4B所示的优选方面，安全加热装置3附接在与外部气流A交换的交换部分23相对的相对部分24上。换句话说，安全加热装置3附接在远离(优选尽可能远)外部气流A的内层9上，以不扰乱与外部气流A的热交换。安全加热装置3不与外壁部8接触，以促进制冷剂R的加热并且不耗费外部气流A中的热量。优选地，安全加热装置3通过一组彼此不连续的附接点22(见图4A和4B)附接到循环导管，以容许安全加热装置3和循环导管2之间的热膨胀差异。附接优选通过焊接或胶粘来实现。
参考图2，在图2的示例中，安全加热装置3在循环导管2长度的至少三分之一上延伸，优选至少一半，并且优选在循环导管2的整个长度上延伸。同样在所述示例中，安全加热装置3延伸到分配器6和歧管7中。这允许全面和有效的加热，避免任何堵塞。参考图3，安全加热装置3，无论其形状如何，包括比循环导管2的横截面至少小两倍、优选至少小三倍、优选最多小五倍的横截面。这确保了制冷剂R的循环不受干扰，同时使与安全加热装置3的交换的表面最大化。优选地，安全加热装置3的直径小于4mm且大于1mm。
参考图4A，示出了包括一个或多个传热流体C的管线30的安全加热装置3，传热流体C优选为空气的形式。安全加热装置3还包括优选在压缩机13处的空气获取装置(见图1)，以及外部气流A中的空气排出构件(优选在机壳外部，例如在引擎的排放管处)。优选地，传热流体C在入口处的温度介于100℃和200℃之间。这种开放的回路有利地避免了提供热交换器和加热装置的需要。然而，不言而喻，在闭合回路中可以使用另一种传热流体C。
仍然在图4A的例子中，优选地，管线30包括导热材料，优选不锈钢或铝，厚度小于1mm，以促进热交换。同样优选地，管线30中的传热流体C的流动是湍流的，优选地雷诺数大于2500。
图4B示出了包括一根或多根电阻电缆31的安全加热装置3，每根电缆31包括自调节导电材料，即其电导率随温度降低。这允许根据制冷剂R的温度自动调节加热功率。优选地，电阻电缆31包括大于1.5欧姆的电阻。电阻电缆31由飞行器的任何电源供电，优选由推进组件10的发电机供电。
如图5A和5B所示，优选地，安全加热装置3具有经由分配器6和歧管7穿过循环管道2的单根管线30或单根电阻电缆31的形式。同样优选地，如图5B所示，安全加热装置3延伸到冷却系统1的入口管线18和出口管线19中。
根据图6所示的优选方面，安全加热装置3以波浪状形式、优选以螺旋形式延伸到循环导管2的至少一部分中。这使得在安全加热装置3和循环管道2之间的热膨胀差异的情况下，可以限制施加到安全加热装置3的力。
参考图7，本发明还涉及一种使用前述冷却系统1的方法，所述方法包括：
·测量E1物理参数PR的步骤，和
·当物理参数PR小于预定阈值S时，启动E2安全加热装置3以加热制冷剂R的步骤。
因此，安全加热装置3具有待机装置的形式，其仅在需要时被启动，在这种情况下是低于制冷剂R的阈值S，所述阈值S对应于制冷剂R在循环导管2中的冷却热区的最小流速。如图8所示，当物理参数PR大于阈值S时，安全加热装置3不工作。换句话说，线路30没有被供应传热流体C，或者电阻电缆31包括最小电阻，优选地不处于电压下。然后，冷却系统1中的热交换限制在制冷剂R(形成约50℃至150℃的热温度源TR)和外部气流A(形成约-50℃至-70℃的冷温度源TA)之间的热交换，如图8中的箭头所示。然后，冷却系统1仅执行制冷剂R的冷却功能。
如图9所示，当物理参数PR低于阈值S时，即当制冷剂流体R的温度TR低于阈值温度时，安全加热装置3被启动。换句话说，通过打开阀，或电阻电缆31被通电，线路30供应传热流体C。然后，安全加热装置3包括100至200℃之间的温度T3，这允许通过传导加热制冷剂R。注意，制冷剂R和外部气流A之间的热交换持续存在，但是由于制冷剂R的温度TR较低，热交换较低。
然后实施停用步骤以停用安全加热装置3，优选地当物理参数PR大于阈值S时。优选地，启动E2的步骤和停用的步骤由物理参数PR自动控制，优选地由制冷剂R的温度TR自动控制。同样优选地，测量E1温度TR的步骤至少在飞行中引擎停止期间实施，优选地定期地实施。此外，优选地，启动步骤在每次飞行中执行一段固定的时间，以检查系统的正确操作。
本发明还涉及一种制造冷却系统1的方法，所述方法包括将安全加热装置3附接到内层9的步骤和组装内层9和外层8的步骤。优选地，附接和组装步骤通过焊接实现，特别是通过摩擦焊接/混合，和/或胶合实现。在制造过程结束时，安全加热装置3在内层9和外层8之间延伸。
先前已经结合油形式的制冷剂R描述了本发明，所述制冷剂R配置成冷却和润滑飞行器的推进组件10的旋转部件的旋转部分。然而，本发明适用于飞行器中任何制冷剂R的冷却系统1，例如适用于飞行器机舱区域的调节。

Claims (10)

1.一种用于冷却飞行器的制冷剂(R)的冷却系统(1)，所述冷却系统(1)包括制冷剂(R)的多个循环导管(2)，所述循环导管(2)配置为至少部分地接触气流(A)，以通过对流来冷却制冷剂(R)，其特征在于，所述冷却系统(1)包括：
·至少一个安全加热装置(3)，其在所述循环导管(2)的至少一部分内部延伸，以直接加热制冷剂(R)，
·至少一个用于测量制冷剂(R)的物理参数(PR)的构件(4)，所述物理参数的测量根据制冷剂(R)在循环导管(2)中的流速进行，以及
·至少一个控制构件(5)，其配置成当所测量的物理参数(PR)小于对应于循环管道(2)中的制冷剂(R)的最小流速的预定阈值(S)时，启动安全加热装置(3)。
2.根据权利要求1所述的冷却系统(1)，其中，所述安全加热装置(3)在至少三分之一的循环管道(2)内部延伸，优选地在至少一半的循环管道(2)内部延伸，更优选地在循环管道(2)的整个内部延伸。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的冷却系统(1)，其中，所述循环导管(2)的至少一部分包括壁部(20)，所述壁部包括内表面(21)，所述安全加热装置(3)附接在所述内表面上，优选地在彼此不连续的多个附接点(22)处。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的冷却系统(1)，其中，所述循环导管(2)的至少一部分包括壁部(20)，所述壁部具有交换部分(23)和相对部分(24)，所述交换部分(23)与气流(A)接触，所述相对部分(24)与交换部分(23)相对并与气流(A)隔离，所述安全加热装置(3)附接到所述相对部分(24)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的冷却系统(1)，其中，所述安全加热装置(3)的至少一部分在至少一个循环通道(2)内以波浪状形式延伸，优选以螺旋形式延伸。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的冷却系统(1)，包括与气流(A)接触的外层(8)和与气流(A)隔离的内层(9)，所述外层(8)和内层(9)共同限定循环管道(2)，优选地，所述外层(8)为光滑的。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的冷却系统(1)，其中，所述安全加热装置(3)包括至少一条加热管线(30)，传热流体(C)在所述加热管线中循环，优选地，所述传热流体(C)为空气。
8.根据权利要求1至6任一项所述的冷却系统(1)，其中，所述安全加热装置(3)包括至少一根电阻电缆(31)。
9.一种飞行器，其包括至少一个推进组件(10)和至少一个根据权利要求1至8中任一项所述的用于冷却制冷剂(R)的冷却系统(1)，所述推进组件配置为向飞行器提供推进力，优选地，所述制冷剂(R)配置为冷却推进组件(10)的至少一个旋转部件。
10.一种根据权利要求1至8任一项所述的冷却系统(1)的使用方法，包括：
·测量(E1)制冷剂(R)的物理参数(PR)的步骤，所述物理参数的测量根据循环管道(2)中制冷剂(R)的流速进行，以及
·当所测量的物理参数(PR)小于对应于循环管道(2)中制冷剂(R)的最小流量的预定阈值(S)时，启动(E2)安全加热装置(3)以加热制冷剂(R)的步骤。
CN202280056725.5A 2021-08-26 2022-08-18 用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使用这种系统的方法 Pending CN117836508A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2108950A FR3126444A1 (fr) 2021-08-26 2021-08-26 Système de refroidissement d’un fluide réfrigérant pour aéronef comportant un dispositif de chauffage sécuritaire et procédé d’utilisation d’un tel système
FRFR2108950 2021-08-26
PCT/EP2022/073122 WO2023025664A1 (fr) 2021-08-26 2022-08-18 Système de refroidissement d'un fluide réfrigérant pour aéronef comportant un dispositif de chauffage sécuritaire et procédé d'utilisation d'un tel système

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN117836508A true CN117836508A (zh) 2024-04-05

Family

ID=78827704

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202280056725.5A Pending CN117836508A (zh) 2021-08-26 2022-08-18 用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使用这种系统的方法

Country Status (3)

Country Link
CN (1) CN117836508A (zh)
FR (1) FR3126444A1 (zh)
WO (1) WO2023025664A1 (zh)

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4352273A (en) * 1979-05-22 1982-10-05 The Garrett Corporation Fluid conditioning apparatus and system
US11161621B2 (en) * 2018-01-18 2021-11-02 Raytheon Technologies Corporation Heat exchanger with moving ice filter
FR3094753B1 (fr) * 2019-04-03 2021-04-30 Safran Nacelles Echangeur de chaleur surfacique pour système de refroidissement de turboréacteur pour aéronef

Also Published As

Publication number Publication date
WO2023025664A1 (fr) 2023-03-02
FR3126444A1 (fr) 2023-03-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5188122B2 (ja) ヒートパイプを使用したタービンエンジン用の熱伝達システム
CA2614160C (en) Heat transfer system for turbine engine using heat pipes
JP5036433B2 (ja) ヒートパイプを使用したタービンエンジンのための熱伝達システム
JP5336618B2 (ja) ガスタービンエンジン組立体
CA2822710C (en) Gas turbine engine heat exchangers and methods of assembling the same
CN109477434B (zh) 用于冷却在燃气涡轮发动机内的部件的系统和方法
US20140044525A1 (en) Gas turbine engine heat exchangers and methods of assembling the same
US20070234704A1 (en) Methods and apparatus for operating gas turbine engines
US20050023412A1 (en) Nacelle inlet lip anti-icing with engine oil
EP3203039A1 (en) Gas turbine engine cooling system, corresponding gas turbine engine and method of cooling
CA2509788A1 (en) Foreign object damage tolerant nacelle anti-icing system
EP3239479A1 (en) Fluid cooling system for a gas turbine engine and corresponding gas turbine engine
EP3239476A1 (en) Case clearance control system and corresponding gas turbine engines
CN117836508A (zh) 用于冷却飞行器的制冷剂且包括安全加热装置的系统以及使用这种系统的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication