阅读说明：本技术 包括热交换器系统的飞行器推进系统 (Aircraft propulsion system comprising a heat exchanger system ) 是由 B·梅达 E·马蒂诺-冈萨雷斯 T·史蒂文斯 J·凯西亚尔斯 J·T·普里托帕迪拉 A·索 于 2020-03-10 设计创作，主要内容包括：一种飞行器推进系统,其包括涡轮喷气发动机和热交换器系统(200),热交换器系统包括主热交换器(202)；供应热空气并包括调节阀(214)的供应管(204)；通过第一阀(210)从高压级(206)放出热空气的高压管(250)；通过第二阀(212)从中压级(208)放出热空气的中压管(252)；将热空气传递到空气管理系统的传递管(222)；从风机管道供应冷空气并包括主调节阀(218)的主供应管(216)；排出空气到外部的排出管(220)；副热交换器(230),从调节阀(214)出发的供应管(204)穿过副热交换器(230)；从主供应管(216)供应冷空气的副供应管(232)；将空气排到风机管道的副排出管(236)；测量从主热交换器(202)离开的热空气的温度的温控器传感器(223)；以及根据温度传感器(223)测量的温度来控制阀的控制单元(224)。包括两个分离的热交换器的实施例引起主热交换器的尺寸减小以及在挂架和挂架整流罩之间减小的空间中更好的集成。(An aircraft propulsion system comprising a turbojet engine and a heat exchanger system (200) comprising a main heat exchanger (202); a supply pipe (204) supplying hot air and including a regulating valve (214); a high pressure pipe (250) that emits hot air from the high pressure stage (206) through the first valve (210); a medium pressure pipe (252) for discharging hot air from the medium pressure stage (208) via a second valve (212); a transfer tube (222) that transfers the hot air to an air management system; a main supply duct (216) supplying cold air from the fan duct and including a main regulating valve (218); an exhaust pipe (220) for exhausting air to the outside; a secondary heat exchanger (230) through which the supply pipe (204) from the regulating valve (214) passes; a sub supply pipe (232) supplying cool air from the main supply pipe (216); a secondary discharge duct (236) discharging air to the blower duct; a thermostat sensor (223) that measures the temperature of the hot air exiting from the primary heat exchanger (202); and a control unit (224) for controlling the valve according to the temperature measured by the temperature sensor (223). The embodiment comprising two separate heat exchangers results in a reduced size of the main heat exchanger and a better integration in the reduced space between the pylon and the pylon fairing.)

包括热交换器系统的飞行器推进系统

技术领域

本发明涉及一种包括热交换器系统的飞行器推进系统，以及包括至少一个这种推进系统的飞行器。

背景技术

为了供应热空气，无论是对于保证乘客舒适性的空气调节系统，还是对于对飞行器的外表面除冰的除冰系统，这些系统都包括热交换器系统，其在图5中示意性地示出。

热交换器系统500布置在飞行器的涡轮喷气发动机附近，并且其包括热交换器502。涡轮喷气发动机通过挂架固定到机翼结构，并且热交换器502位于挂架和挂架整流罩之间。

通过第一供应管504向热交换器502供应热空气，该第一供应管分别通过第一阀510和第二阀512从涡轮喷气发动机的高压级506或中压级508放出热空气。第一供应管504还包括调节阀514，其使得能够调节热交换器502的入口处的压力。

热交换器502由第二供应管516供应冷空气，该第二供应管从涡轮喷气发动机的风机管道放出冷空气。第二供应管516还包括调节阀518，其调节引入到热交换器502中的冷空气的量，以调节离开热交换器502的热空气的温度。

在已经通过热交换器502之后，已经被加热的冷空气通过排出管520排出到外部。

在已经通过热交换器502之后，已经被冷却的热空气通过传递管522被引到如空调系统或除冰系统的空气管理系统。

热交换器系统500包括温度传感器523和控制单元524，温度传感器523测量离开热交换器502的热空气的温度，控制单元524根据由温度传感器523测得的温度和离开热交换器502的热空气的期望温度来控制各阀。

热交换器502具有交叉流动，即，热空气和冷空气沿着两个总体上垂直的方向进入热交换器502和离开热交换器502。

EP-A-0 934 876、US-A-2012/045317和WO-A-2018/002855公开了现有技术的推进系统。

实际上，涡轮喷气发动机的尺寸由于需要增加旁通比和总压力比而增大。由于涡轮喷气发动机的这种增大，分配给热交换器502的空间减小，并且热交换器502的排气靠近机翼的前缘，导致了对边界层的扰动。

发明内容

本发明的目的提出一种包括热交换器系统的飞行器推进系统，该热交换器系统不太笨重并且因此使得能够更好地集成在推进系统中。

为此目的，提出了一种飞行器推进系统，所述推进系统包括涡轮喷气发动机和热交换器系统，所述涡轮喷气发动机包括中压级和高压级、风机管道，所述热交换器系统包括：

-主热交换器，主热交换器包括主热供应连接部、通过主热交换器气动地连接到主热供应连接部的主热传递连接部、主冷供应连接部和通过主热交换器气动地连接到主冷供应连接部的主冷排出连接部，

-供应管，供应管连接到主热供应连接部并向热交换器供应热空气，并且其包括调节阀，

-高压管，高压管通过第一阀从高压级放出热空气，

-中压管，中压管通过第二阀从中压级放出热空气，其中，高压管和中压管连接到调节阀的入口，

-传递管，传递管连接到主热传递连接部，并且适于将已经通过主热交换器的热空气传递到飞行器的空气管理系统，

-主供应管，主供应管连接到主冷供应连接部，向主热交换器供应来自风机管道的冷空气，并且包括主调节阀，

-排出管，排出管连接到主冷排出连接部，并且适于将空气排放到外部，

-副热交换器，副热交换器包括副热供应连接部、通过副热交换器气动地连接到副供应连接部的副热传递连接部、副冷供应连接部和通过副热交换器气动地连接到副冷供应连接部的副冷排出连接部，其中，从调节阀出发的供应管经过在副热供应连部和副热传递连接部之间的副热交换器，

-副供应管，副供应管连接在副冷供应连接部与主供应管之间、在主调节阀的出口与主冷供应连接部之间，

-副排出管，副排出管连接到副冷排出连接部并且将空气排放到风机管道，

-温度传感器，温度传感器测量通过传递管离开主热交换器的热空气的温度，以及

-控制单元，控制单元根据温度传感器测量的温度和通过传递管离开主热交换器的热空气的期望温度对主调节阀进行控制。

包括两个分离的热交换器的实施例引起主热交换器的尺寸减小，并且使得更好地集成在挂架与挂架整流罩之间的缩小的空间中。

有利地，推进系统包括具有主结构的挂架，挂架支撑涡轮喷气发动机，主热交换器位于主结构上方并且在风机管道中，而副热交换器位于主结构下方并且在风机管道中。

有利地，主冷排出连接部向后定向，排出管包括第一U形转向部、第二U形转向部和布置在第一U形转向部与第二U形转向部之间的中心部分，第一U形转向部连接到主冷排出连接部并且朝前转向，中心部分从后向前延伸，而第二U形转向部向上转向，并通向飞行器的发动机短舱的整流罩外部。

有利地，各U形转向部具有内部引导叶片。

有利地，至少一个热交换器包括外部圆柱形壁以及设置在外部圆柱形壁中的成组的螺旋部和成组的螺旋管，成组的螺旋部包括若干壁，每个壁形成螺旋状物，并且成组的螺旋部的所有螺旋状物具有相同的轴线和相同的螺距；成组的螺旋管包括若干管，每个管形成螺旋状物，并且成组的管的所有螺旋状物具有相同的轴线和相同的螺距；并且各壁的螺距等于各管的螺距但是方向相反。

本发明还提出了一种包括至少一个根据前述变型中的任一个的推进系统的飞行器。

附图说明

通过阅读下面关于附图给出的对实施例示例的描述，本发明的上述特征以及其它特征将变得更明了，附图中：

图1是包括本发明的热交换器系统的飞行器的侧视图，

图2是本发明的热交换器系统的示意图，

图3示出在其环境中的本发明的热交换器系统的侧视图，

图4示出本发明的热交换器的一部分的立体图，以及

图5是现有技术的热交换器系统的示意图。

具体实施方式

在以下描述中，涉及位置的术语是参照处于正常飞行位置中的飞行器而言的，即，是如图1所示的，并且位置“前”和“后”是相对于涡轮喷气发动机的前部和后部而言的。

在下文描述中，并且按照惯例，X是涡轮喷气发动机的纵向轴线，其平行于飞行器的纵向轴线；Y是横向轴线，当飞行器在地面上时，其是水平的；并且Z是垂直轴线，当飞行器在地面上时，其是垂直的；这三个方向X、Y和Z相互正交。

图1示出飞行器10，其包括机身11，在机身的各侧上紧固有机翼13，机翼13支撑至少一个推进系统15，推进系统在图3中示出并且包括挂架12和涡轮喷气发动机70。挂架12紧固在机翼13下方，并且支撑涡轮喷气发动机70，涡轮喷气发动机通常包括压缩级72和风机管道74。挂架12包括主结构50，主结构在其上部处紧固至机翼13的结构，并且通过不同的紧固点支撑涡轮喷气发动机70。在图中示出的示例性构造中，主结构50布置在涡轮喷气发动机70上方，并且其前缘在风机管道74内附连到涡轮喷气发动机70。

压缩级72包括高压级206和中压级208。例如，在41000英尺的巡航条件下，205℃下的中间压力为35磅/平方英寸(psia)，517℃下的高压为174磅/平方英寸。

飞行器10包括空气管理系统，例如空调系统和/或除冰系统。

推进系统15还包括发动机短舱14，其包括围绕涡轮喷气发动机70的整流罩76，以及围绕主结构50的挂架12的空气动力学整流罩。

图2示出本发明的热交换器系统200。

热交换器系统200包括主热交换器202，其包括主热供应连接部201、通过主热交换器202气动地连接到主供应连接部201的主热传递连接部203、主冷供应连接部205和通过主热交换器202气动地连接到主冷供应连接部205的主冷排出连接部207。

热交换器系统200包括供应管204，其连接到主热供应连接部201，并且其向主热交换器202供应热空气，并且其包括调节阀214，这使得能够调节热供应连接部201处的压力。供应管204连接到调节阀214的出口。

热交换器系统200包括通过第一阀210从高压级206放出热空气的高压管250。

热交换器系统200包括中压管252，其通过第二阀212从中压级208放出热空气。

高压管250和中压管252一起连接到调节阀214的入口。

热交换器系统200包括主供应管216，其连接到主冷供应连接部205，并向主热交换器202供应冷空气，并且从涡轮喷气发动机70的风机管道74放出冷空气。主供应管216还包括主调节阀218，其调节引入主热交换器202的冷空气的量，以调节离开主热交换器202的热空气的温度。

热交换器系统200包括连接到主冷排出连接部207的排出管220。在已经通过主热交换器202之后，已经被加热的冷空气通过排出管220排放到外部。

热交换器系统200包括连接到主热传递连接部203的传递管222。在已经通过主热交换器202之后，已经被冷却的热空气通过传递管222引导到空气管理系统，例如空调系统或除冰系统。

热交换器系统200包括温度传感器223和控制单元224，温度传感器223测量通过传递管222离开主热交换器202的热空气的温度，控制单元224根据由温度传感器223测量的温度和通过传递管222离开主热交换器202的热空气的期望温度来控制各阀。控制单元224包括例如CPU(《中央处理单元》)。所述控制单元可以是飞行器10的控制单元之一。

主热交换器202在这里具有平行的流动，也就是说，热空气从供应管204通过主热交换器202到传递管222的通过沿着第一传递方向发生，而冷空气从主供应管216通过主热交换器202到排出管220的通过沿着平行于第一传递方向的第二传递方向发生。在图3中，主热交换器202具有这样的构造，其中，热空气和冷空气平行地并且沿相同的方向流动。

热交换器系统200还包括副热交换器230。

副热交换器230包括副热供应连接部231、通过副热交换器230气动地连接到副供应连接部231的副热传递连接部233、副冷供应连接部235和通过副热交换器230气动地连接到副冷供应连接部235的副冷排出连接部237。

从调节阀214引出的供应管204在副热供应连接部231和副热传递连接部233之间穿过副热交换器230。

热交换器系统200还包括副供应管232，副供应管连接在副冷供应连接部235和主供应管216之间、在主调节阀218的出口与主冷供应连接部205之间。副供应管232向副热交换器230供应冷空气，并从主供应管216放出冷空气。主调节阀218还调节引入到副热交换器230中的冷空气的量。

热交换器系统200包括连接到副冷排出连接部237的副排出管236。在已经通过副热交换器230之后，已经被加热的冷空气通过排出管236排出到风机管道74。

排出管220的出口位于机翼13前方，以避免通过排出管220流到外部的空气使机翼13加热，且排出管220的出口远离机翼13。

主冷排出连接部207定向为向后。

排出管220包括第一U形转向部260、第二U形转向部264和布置在第一U形转向部260与第二U形转向部264之间的中心部段262。

第一U形转向部260连接到主冷排出连接部207并且朝前转弯。

中心部分262从第一U形转向部260向第二U形转向部264地从后向前延伸。

第二U形转向部264向上转弯并通向发动机短舱14的整流罩76外部。

U形转向部260、264具有内部引导叶片，以限制压力损失并且使空气流均匀化。

将热交换器分成主热交换器和副热交换器导致主热交换器202的尺寸减小，并且该主热交换器202在减小的空间中的集成更容易。空气首先在副热交换器230中冷却，并且其次在主热交换器202中冷却。在热交换器系统200中使用的冷空气从公共入口(216)流动，并且由单个阀，即主调节阀218调节。

在图2所示的实施例中，副换热器230具有沿相同方向的平行流，但是在另一实施例中，它可以具有沿相反方向的平行流。

图3示出了推进系统15的、处于其环境中的热交换器系统200。

主热交换器202位于主结构50上方且在风机导管74中，而副热交换器230位于主结构50下方且在风机导管74中。更确切地说，主热交换器202位于挂架与挂架整流罩之间。

主结构50包括供供应管204和副供应管232穿过的窗口。

主调节阀218在此采取包括门的斗形部的形式，该门可在打开位置和关闭位置之间移动，在打开位置中它不会堵塞斗形部，而在关闭位置中它会堵塞斗形部，从而调节由所述斗形部所捕获的冷空气的量。门是马达驱动的以确保其运动，并且每个马达均由控制单元224控制。门用作阀。斗形部定向为使得能够捕获在风机管道74中循环的冷空气。

图4示出热交换器400的一部分，该热交换器可以是主热交换器202或副热交换器230。热交换器400包括外部圆柱形壁402，以及设置在外部圆柱形壁402中的一组螺旋部和一组螺旋管。

这组螺旋部包括若干壁404，这些壁404中的每一个形成一个螺旋状物，并且这组螺旋部中的所有螺旋状物都是平行的，即它们具有相同的轴线和相同的螺距。螺旋状物的轴线是外部圆柱形壁402的轴线。

这组螺旋管包括若干管406，这些管406中的每一个形成螺旋状物，并且这组管的所有螺旋状物是平行的，即它们具有相同的轴线和相同的螺距。各管的轴线是外部圆柱形壁402的轴线。

壁404的螺距等于管406的螺距，但方向相反。

热空气在管406中流动，而冷空气在壁404之间流动。热空气的总体流动方向和冷空气的总体流动方向可以相同或相反。还可以用壁404引导热空气，并用管406引导冷空气。

局部地，热空气的流动方向450遵循管406的方向，而冷空气的流动方向452遵循壁404的方向。

由于这种布置，热空气(450)和冷空气(452)之间的局部热传递可以被吸收到交叉流动热交换中，并且与传统的平行流热交换器相比，热传递的性能得以改善。