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)；供应热空气的供应管(204)；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的主供应管(216)；排出空气到外部的排出管(220)；副热交换器(230),其带有穿过副热交换器(230)的高压管(250)；供应冷空气并且包括副调节阀(234)的副供应管(232)；排出空气的副排出管(236)；温度传感器(223)；以及根据测得的温度来控制系统的控制单元(224),其中,副调节阀(234)包括铰接在关闭位置和打开位置之间的门(240)、将门(240)约束在打开位置中的复位弹簧(242)、以及受控制单元(224)控制的实现系统(244),其可在阻挡位置和实现位置之间移动,在实现位置中其释放门(240),门自由运动到打开位置。该实施例允许了在必要时补充的冷空气流。(An aircraft propulsion system comprising a turbojet engine and a heat exchanger system (200) comprising a main heat exchanger (202); a supply pipe (204) for supplying hot air; a transfer tube (222) that transfers the hot air to an air management system; a main supply duct (216) supplying cool air from the fan duct; an exhaust pipe (220) for exhausting air to the outside; a secondary heat exchanger (230) with a high pressure tube (250) passing through the secondary heat exchanger (230); a secondary supply pipe (232) supplying cool air and including a secondary regulating valve (234); a sub-discharge pipe (236) for discharging air; a temperature sensor (223); and a control unit (224) for controlling the system as a function of the measured temperature, wherein the secondary regulating valve (234) comprises a door (240) hinged between a closed position and an open position, a return spring (242) constraining the door (240) in the open position, and an enabling system (244) controlled by the control unit (224), movable between a blocking position and an enabling position in which it releases the door (240), the door being free to move to the open position. This embodiment allows for a flow of cool air that is replenished as necessary.)

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4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道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。

在温度传感器523探测到温度异常增加的情况下，必需调节在热交换器502中流动的热空气的流量。实际解决方案是扩大热交换器502的尺寸，但是在这种情况下热交换器变得更重并且占据更多的空间。

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。

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，所述飞行器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和风机管道，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，从第一阀出发的高压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，副供应管连接到副冷供应连接部，其向副热交换器供应来自风机管道的冷空气，并且包括副调节阀，

-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和副调节阀进行控制，

其中，副调节阀包括门、复位弹簧和实现系统，该门铰接地安装在关闭位置和打开位置之间，在关闭位置中，门关闭副供应管以防止冷空气通过副供应管，在打开位置中，门释放副供应管以允许冷空气通过副供应管，该复位弹簧将门约束在打开位置中，该实现系统由控制单元控制，该实现系统可在阻挡位置和实现位置之间移动，在阻挡位置中，该实现系统将门阻挡在关闭位置中，而在该实现位置中，该实现系统释放门，门可自由移动到打开位置。

该实施例允许在必要时补充冷空气。

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。

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，以及

图4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。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气动地连接到主热供应连接部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。

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。

主热交换器202在此具有交叉流动，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202和离开热交换器202。但是在另一实施例中，热空气从供应管204通过主热交换器202到传递管222的通路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的通路沿着平行于第一传递方向、但方向相反的第二传递方向发生。

热交换器系统200还包括副热交换器230，副热交换器230连接第一阀210和在高压管250上的调节阀214之间。

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。

从第一阀210出发的高压管250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，其连接到副冷供应连接部235并向副热交换器230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。副供应管232还包括副调节阀234。

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。

副调节阀234在此呈斗形部，包括铰接地安装在关闭位置和打开位置之间的门240，在关闭位置中，门240关闭副供应管232以防止冷空气通过副供应管232，在打开位置中，门240释放副供应管232以允许冷空气通过副供应管232。

图2中的细节I示出处于关闭位置中的门240，而图2中的细节II示出处于打开位置中的门240。

副调节阀234包括复位弹簧242，其将门240约束在打开位置中。

副调节阀234包括实现系统244，其可在阻挡位置与实现位置之间移动，在阻挡位置中，实现系统将门240阻挡在关闭位置中，在打开位置中，实现系统释放门240，门自由地运动到打开位置中。

实现系统244也受控制单元224控制，并且例如是电磁体。

主热交换器202尺寸针对中压级208和高压级206设计的，并且在正常情况下，副热交换器230不使用。

在正常情况下，来自中压级208并且最终是来自高压级206的热空气经过调节阀214和主热交换器202。在这些情况中，来自高压级206的热空气流经副热交换器230，但是门240关闭，并且没有冷空气流经副热交换器230以冷却热空气，并且调节类似于现有技术实施例的调节。

在非正常情况下，当必需增大对来自高压级206的热空气的冷却时，控制单元224指令实现系统244以使其从阻挡位置运动到实现位置。

然后，门240可***，并且复位弹簧242作用在门240上以使门运动到打开位置中。因此，可以在副供应管232中接受额外的冷空气，并且额外的冷空气在副热交换器230中使用。

门240返回到关闭位置中可以在下一次着陆时手动完成。

在图2所示的实施例中，副换热器230具有交叉流动，但是在未示出的另一实施例中，它可以具有平行流。

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包括窗口，供应管204穿过窗口以将其自身与高压管250和中压管252连接。。

在图3所示的实施例中，调节阀214也设置在主结构50下方。

主调节阀218也可采取具有门的斗形部形式，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，并且马达均受控制单元224控制，而门用作阀。

各个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。

新的实施方式允许具有低放出空气侧压降的主热交换器的设计。由于输送到起动器涡轮的较高压力，对于空调组件包的较高入口压力使得该组件包以较少的冲压空气运行并因此减少了引起的冲压阻力以及中压级端口位置的挑战，使用改善发动机特定燃料消耗的较低压缩机级，这种较低的压降允许改进发动机起动性能。