用于冷却飞行器涡轮喷气发动机的系统
阅读说明：本技术 用于冷却飞行器涡轮喷气发动机的系统 (System for cooling an aircraft turbojet engine ) 是由 朱利安·科宾 让-尼古拉·布乔特 卡洛琳·当 于 2020-03-26 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于包括润滑剂(H)的涡轮喷气发动机类型的机舱(100),所述机舱包括冷却系统,所述冷却系统包括：-至少一个交换器(14),称为冷源交换器,位于传热流体(C)和空气(F)之间,-进入冷源交换器(12)的传热流体入口导管(18),-离开所述冷源交换器(12)的传热流体出口导管(20),入口导管(18)和出口导管(20)用于在冷源交换器(14)和位于传热流体与润滑剂之间的被称为热源交换器(12)的热交换器之间形成再循环回路,冷源交换器(14)相对于热源交换器布置在机舱的可移动表面上,并且传热流体入口导管和出口导管是可延伸的和/或柔性的,以允许容纳两个交换器之间的相对移动。(The invention relates to a nacelle (100) for a turbojet engine of the type comprising a lubricant (H), comprising a cooling system comprising: -at least one exchanger (14), called cold source exchanger, located between the heat transfer fluid (C) and the air (F), -a heat transfer fluid inlet conduit (18) entering the cold source exchanger (12), -a heat transfer fluid outlet conduit (20) leaving said cold source exchanger (12), the inlet conduit (18) and the outlet conduit (20) being intended to form a recirculation loop between the cold source exchanger (14) and a heat exchanger, called hot source exchanger (12), located between the heat transfer fluid and the lubricant, the cold source exchanger (14) being arranged on a movable surface of the nacelle with respect to the hot source exchanger, and the heat transfer fluid inlet conduit and the outlet conduit being extensible and/or flexible to allow the accommodation of the relative movement between the two exchangers.)
技术领域
本发明涉及用于冷却飞行器涡轮喷气发动机的系统的领域。
背景技术
飞行器由一个或多个推进单元推进，每个推进单元包括容纳在机舱内的涡轮喷气发动机。每个推进单元通过挂架连接到飞行器，该挂架通常位于机翼下方或上方或者位于飞行器机身的高度处。
机舱通常具有管状结构，该管状结构包括上游段、中间段、下游段，上游段包括涡轮喷气发动机上游的进气道，中间段用于围绕涡轮喷气发动机的风扇，下游段适于容纳推力反向装置并围绕涡轮喷气发动机的燃烧室，并且机舱通常终止于喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。
此外，机舱通常包括外部结构和内部固定结构(IFS)，该外部结构包括固定部分和可动部分(推力反向装置)，该内部固定结构与外部结构同心。内部固定结构在风扇的后部围绕涡轮喷气发动机的核心。这些外部和内部结构限定了环形流动路径，也称为副流动路径，用于引导在涡轮喷气发动机外部循环的所谓的副冷气流。
外部结构包括外部整流罩和内部整流罩，外部整流罩限定了用于与外部气流接触的外部空气动力学表面，内部整流罩限定了用于与副气流接触的内部空气动力学表面。内部整流罩和外部整流罩通过形成进气道唇缘的前缘壁在上游处连接。
推力反向装置允许将在机舱的副流动路径中循环的冷气流的全部或部分重新引导到推进单元的前方，以产生参与制动飞行器的反推力。
推力反向装置应该理解为推力反向器。
这种推力反向器包括推力反向可移动结构，通常为两个推力反向可移动结构，由机舱承载，以在关闭位置(直接喷射)和打开位置(反向喷射)之间移动，在关闭位置，推力反向器不活动，在打开位置，推力反向器活动，也就是说，推力反向器在由涡轮喷气发动机产生的气流的相反方向上返回至少一部分冷气流。特别地，已知的推力反向器的可移动结构在其转换到打开位置期间沿涡轮喷气发动机的轴向平移地移位。这种推力换向器被称为叶栅推力换向器。
在反向喷射位置，推力反向器使至少一部分冷气流沿涡轮喷气发动机产生的气流的反向方向返回。
通常，涡轮喷气发动机包括一组叶片(压缩机和可能的无涵道风扇或螺旋桨)，该组叶片由燃气发生器通过一组传动装置驱动旋转。
在涡轮喷气发动机中设置润滑剂分配系统，以确保这些传动装置的适当润滑并使它们冷却。
润滑剂由油组成。在以下描述中，术语润滑剂和油将可互换地使用。
包括至少一个热交换器的冷却系统允许冷却润滑剂。
存在包括空气/油热交换器的冷却系统，该空气/油交换器使用在机舱的副流动路径中或在第一压缩机级之一中取样的冷空气来冷却涡轮喷气发动机的油。这种热交换器由翅片式热交换器组成。它包括在冷空气流中的翅片，翅片干扰空气流在副流动路径中或在压缩机中的流动，这导致压降(推力)，并且因此导致在燃料消耗(FB(燃料燃烧)参数)方面的飞行器性能损失。
还存在包括空气/油热交换器的冷却系统，该空气/油交换器使用通过分别设置在机舱的外部或内部整流罩上的通气口从机舱外部或副流动路径内部采样的冷空气，冷空气被引导循环通过热交换器，并且一旦被润滑剂加热，通过在设置成与机舱的外部结构的壁接触的导管中循环，例如在进气道唇缘的高度处，该冷空气可以用于对机舱除冰。这种冷却系统允许更好地控制交换器的热能，但是机舱的外部或内部整流罩中的通气口的存在以与翅片式热交换器相同的方式导致空气动力学性能的损失，并且因此导致飞行器在燃料消耗(FB(燃料燃烧)参数)方面的性能的损失。
一种用于限制气流扰动的已知解决方案，该扰动在飞机的燃料消耗方面产生性能损失，该解决方案在于提供一种冷却系统，该冷却系统包括在传热流体和发动机油之间的所谓的热源热交换器，以及在传热流体和空气之间的所谓的冷源热交换器。这种冷却系统包括闭合回路中的传热流体循环导管。更特别地，传热流体循环管道包括设置在机舱中的部分，该部分包括设置在机舱中与外部整流罩和/或内部整流罩接触的部分，所述部分形成冷源热交换器。这被称为表面热交换器。甚至更具体地，设置在机舱中与内部整流罩和/或外部整流罩接触的部分包括并联设置的多个通道，所述通道由内部整流罩和/或外部整流罩的双壁形成。这就是所谓的结构式热交换器。
通常，冷源热交换器位于机舱的外部和/或内部结构的固定部分上和/或飞行器的涡轮喷气发动机的固定部分上，例如涡轮喷气发动机的机罩上或发动机舱的进气道上。为了优化涡轮喷气发动机的冷却性能，期望使用其它热交换表面来冷却传热流体，例如可移动部分的表面。例如，使用位于推力反向器的可移动结构的后部的后缘是有利的。
发明内容
因此，本发明的目的尤其在于提供一种包括冷却系统的机舱，该冷却系统适于跟随可移动表面相对于固定表面的相对运动。
为此，本发明的目的是一种用于包括润滑剂的涡轮喷气发动机类型的机舱，机舱包括外部结构和内部结构，外部结构和内部结构限定用于所谓的副冷气流的流动的环形流动路径，外部结构包括限定外部空气动力学表面的外部整流罩和限定内部空气动力学表面的内部整流罩，外部整流罩和内部整流罩通过形成进气唇缘的前缘壁在上游连接，所述机舱包括冷却系统，所述冷却系统包括：
-至少一个热交换器，称为冷源热交换器，位于传热流体和空气之间，
-进入冷源热交换器的传热流体入口导管，
-离开冷源热交换器的传热流体出口导管，
入口导管和出口导管用于在冷源热交换器和位于传热流体与润滑剂之间的热交换器(称为热源热交换器)之间形成再循环回路，冷源热交换器相对于热源热交换器设置在机舱的可移动表面上，并且传热流体入口导管和出口导管是可延伸的和/或柔性的，以允许容纳两个热交换器之间的相对移动。
由于根据本发明的机舱，传热流体入口和出口导管适于使得布置在彼此相对的表面上的两个热交换器之间能够相对运动。因此，热源热交换器可以布置在机舱或涡轮喷气发动机的所谓的固定表面上，而冷源热交换器布置在机舱的所谓的可移动表面上，例如推力反向器上。
机舱的可移动表面应理解为适于相对于机舱的所谓固定表面和/或相对于涡轮喷气发动机的所谓固定表面进行位移的表面。
根据本发明的其它特征，本发明的机舱包括单独考虑或根据任何可能的组合考虑的一个或多个以下可选特征。
根据一个特征，冷源热交换器是表面热交换器，其例如由传热流体循环导管的一部分构成，设置成与机舱的内部和/或外部整流罩接触。
根据一个特征，传热流体入口和出口导管包括至少一个可展开装置，该可展开装置用于容纳两个热交换器之间的相对运动。
根据一个实施例，可展开装置是伸缩管。
伸缩管既确保了关于传热流体循环的动态密封功能，又确保了循环管道的引导功能。
根据一个特征，伸缩管是包括若干级的伸缩管。
可替代地，伸缩管是包括一个单级的伸缩管。这被称为一级伸缩管。
根据一个特征，伸缩管是刚性的。
根据一个特征，伸缩管由金属材料制成，例如不锈钢、Inconel、铝或钛。
根据一个特征，伸缩管由聚合物材料制成，例如聚醚醚酮(PEEK)、聚四氟乙烯(PTFE)或热塑性材料。
在另一个实施例中，可展开装置是波纹管装置。
波纹管装置应当理解为确保传热流体的密封而不借助可相对于彼此移动的部件的可伸缩装置。
波纹管装置确保密封功能，而不需要关于传热流体的循环的动态密封。此外，波纹管装置仅对固定结构与可移动结构之间的未对准敏感。
根据一个特征，波纹管装置是柔软的。
根据一个特征，波纹管装置是柔性的。
根据一个特征，波纹管装置由金属材料制成，例如冲压不锈钢。
根据一个特征，波纹管装置由聚合物材料制成，例如聚醚醚酮(PEEK)、聚四氟乙烯(PTFE)、橡胶或热塑性材料。
有利地，机舱包括旨在引导波纹管装置的可动性的引导系统。
引导装置的存在允许避免波纹管的屈曲。
根据一个特征，引导系统是包括至少两个部分的管，所述至少两个部分被设计成滑动到彼此中。该管可以被布置在该波纹管装置内部或该波纹管装置外部。
在一个变型中，引导系统是轨道/滑动类型的。
轨道/滑动型引导系统包括配合在一起的轨道和滑动件。
在另一个实施例中，可展开装置是柔性装置，其适于卷绕在自身上并适于展开以容纳两个热交换器之间的相对运动。可展开装置通过卷绕装置卷绕。
根据一个特征，卷绕导管是柔软的。
根据一个特征，卷绕导管是柔性的。
根据一个特征，该卷绕导管由聚合物材料例如聚四氟乙烯(PTFE)制成。导管可以覆盖有由金属材料例如不锈钢制成的编织护套或者由非金属例如制成的编织护套。
根据一个特征，机舱包括至少一个推力反向器，并且冷却系统包括在传热流体和涡轮喷气发动机的润滑剂之间的被称为热源热交换器的第一热交换器，对应于冷源热交换器且在传热流体和空气之间的第二热交换器，
第二冷源热交换器可相对于第一热源热交换器移动，且传热流体入口和出口导管是可延伸的和/或柔性的，以允许容纳两个热交换器之间的相对移动，冷源热交换器设置在推力反向器中。
根据一个特征，冷源热交换器是与机舱成一体的结构式热交换器。
关于结构式热交换器，应当理解为与机舱一体形成的热交换器，也就是说，具有由机舱的内部和/或外部整流罩的双壁形成的传热流体循环导管。
整流罩的双壁应理解为传热流体循环导管的壁的至少一部分由机舱的外部整流罩或内部整流罩形成。
附图说明
通过阅读以下非限制性描述并从附图中，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，附图示意性地示出了根据本发明的管状结构的若干实施例。
图1是根据本发明的具有包括冷却系统的推力反向器的推进单元的示意性立体图；
图2是根据本发明的用于冷却涡轮喷气发动机的系统的示意图；
图3是根据第一变型的本发明冷却系统的可展开装置的第一实施例在缩回位置的示意图；
图4是图3的可展开装置处于展开位置的示意图；
图5是根据第二变型的本发明冷却系统的可展开装置的第一实施例在缩回位置的示意性纵向剖视图；
图6是图5的可展开装置处于展开位置的示意性纵向剖视图；
图7是本发明冷却系统的可展开装置的第二实施例的示意性纵向剖视图；
图8是图7的可展开装置的第二实施例在缩回位置的示意性纵向剖视图，其包括根据第一变型的引导装置；
图9是图8的可展开装置的第二实施例在展开位置的示意性纵向剖视图；
图10是图7的可展开装置的第二实施例在缩回位置的示意性纵向剖视图，其包括根据第二变型的引导装置；
图11是图10的可展开装置的第二实施例在展开位置的示意性纵向剖视图；
图12是图7的可展开装置的第二实施例在缩回位置的示意性纵向剖视图，其包括根据第三变型的引导件；
图13是图12的可展开装置的第二实施例在缩回位置的示意性纵向剖视图；
图14是根据本发明冷却系统的可展开装置的第三实施例的示意性纵向剖视图。
具体实施方式
为了简单起见，在所有附图中，相同的元件具有相同的附图标记。
图1表示飞行器推进单元1。该推进单元1包括机舱100、反应器挂架102和容纳在机舱100内的涡轮喷气发动机(未示出)。反应器挂架102用于紧固到飞行器的机翼(未示出)或机身(未示出)。
机舱100具有管状结构，该管状结构包括设置有形成进气道的唇缘106的上游段104、用于围绕涡轮喷气发动机风扇(未示出)的中间段108、包括推力反向器112并用于围绕涡轮喷气发动机(未示出)的燃烧室的下游段110、以及出口位于涡轮喷气发动机(未示出)下游的喷射喷嘴114。
此外，机舱100包括外部结构103、与外部结构103同心的被称为内部固定结构(IFS)的内部结构105。这些外部结构103和内部结构105限定了环形流动路径，其用于引导在涡轮喷气发动机外部循环的所谓的副冷气流(未示出)。
推力反向器112被示出为处于直接喷射位置。推力反向器包括滑动机罩，该滑动机罩可在直接喷射位置和反向喷射位置之间平移(图3至14)。
机舱100包括用于冷却涡轮喷气发动机(未示出)的系统10。冷却系统10包括在传热流体C(图2)和涡轮喷气发动机的润滑剂H(图2)之间的被称为热源热交换器的第一热交换器12、在传热流体C(图2)和空气F之间的被称为冷源热交换器的第二热交换器14、以及传热流体C循环导管16(图2)。
冷源热交换器14设置在推力反向器112的滑动机罩上，热源热交换器12设置在中间段108上。因此，冷源热交换器14可相对于热源热交换器12移动。
根据未示出的实施例，热源热交换器12可设置在涡轮喷气发动机的表面上。
冷源热交换器14由与推力反向器112的滑动机罩成一体的结构表面热交换器组成。其包括由推力反向器112的滑动机罩的双壁形成的多个导管(未示出)。
如图2所示，循环管道16是可延伸的，以在滑动1机罩从直接喷射位置转换到反向喷射位置期间容纳两个热交换器12、14之间的相对运动。
可延长的循环导管16被设计成执行300mm和1000mm之间的平移行程。
冷却系统10被设计成承受包括在0巴和10巴之间的工作压力。
图2表示冷却系统10，其包括在传热流体C和润滑剂H之间的热源热交换器12、在传热流体C和空气F之间的冷源热交换器14、以及传热流体C循环导管16。
传热流体C循环导管16是闭合回路。其包括进入冷源热交换器14的传热流体C入口导管18和离开冷源热交换器14的传热流体出口导管20。入口导管和出口导管在冷源热交换器和热源热交换器之间形成再循环回路。
传热流体入口导管18和传热流体出口导管20包括至少一个可展开装置22，用于容纳两个热交换器12、14之间的相对运动。
冷却回路10包括至少一个循环泵40，用于使传热流体C循环。
冷却回路10还包括膨胀容器50，其用于容纳传热流体C由于温度影响而产生的体积变化。
膨胀容器50是封闭的罐。因此，膨胀容器50内的压力与膨胀容器内的传热流体所占据的体积直接相关。该特征有利地允许通过仅作用于膨胀容器50的容量(体积)来控制传热流体的循环导管16的一些部分中的最大和/或最小压力。
图3和4表示根据第一实施例的第一变型的可展开装置22'。在该第一实施例中，可展开装置22'是伸缩管，更具体地说，在该第一变型中，伸缩管22'在缩回位置(图3)和展开位置(图4)中在中间段108和机舱的推力反向器112的滑动机罩之间具有一个单级。
伸缩管22'包括第一通道24和第二通道26，第一通道24的端部中的一个端部通过机械紧固件222紧固到中间段108，第二通道26的端部中的一个端部通过机械紧固件222紧固到推力反向器112的滑动机罩。机械紧固件222可由球窝接头或万向接头组成。第一通道24具有比第二通道26的截面更大的截面s，使得第二通道26适于缩回到第一通道24中。
在操作中，根据由推力反向器112的滑动机罩的位移形成的间隔d，当推力反向器112处于直接喷射位置(图3)时，第二通道26缩回到第一通道24中，并且当推力反向器112处于反向喷射位置(图4)时，第二通道26展开到第一通道24之外。第二通道26可沿着与推力反向器112的平移方向相对应的箭头方向a平移运动。因此，冷却系统10容纳冷源热交换器14相对于热源热交换器12的位移，并在推力反向器的位置改变期间使传热流体C能够在伸缩管22'中循环。
图5和6表示根据第一实施例的第二变型的可展开装置22'，其中可展开装置22'是具有几个级的伸缩管。在该示例中，可展开装置22'是处于缩回位置(图5)和展开位置(图6)中位于中间段108和机舱的推力反向器112的滑动机罩之间具有三个级的伸缩管。
伸缩管包括：第一通道24'，其端部中的一个端部通过机械紧固件222紧固到中间段108；第二通道26'和第三通道28，其端部中的一个端部通过机械紧固件222紧固到推力反向器112的滑动机罩。机械紧固件222可由球窝接头或万向接头组成。第一通道24'具有大于第二通道26'的截面s'的截面S'，使得第二通道26'适于缩回到第一通道24'中，并且第二通道26'具有大于第三通道28的截面e的截面s'，使得第三通道28适于缩回到第二通道26'中。
在操作中，根据由推力反向器112的可移动机罩的位移形成的间隔d，当推力反向器112处于直接喷射位置(图5)时，第二通道26'缩回到第一通道24'中并且第三通道28缩回到第二通道26'中，并且当推力反向器112处于反向喷射位置(图6)时，第二通道26'展开到第一通道24'之外并且第三通道28展开到第二通道26'之外。第二通道26'和第三通道28可沿着与推力反向器112的平移方向相对应的箭头方向a平移运动。因此，冷却系统10容纳冷源热交换器14相对于热源热交换器12的位移，并在推力反向器的位置改变期间使传热流体C能够在伸缩管中循环。
图7表示根据第二实施例的可展开装置22”。在该第二实施例中，可展开装置22”是波纹管装置。
波纹管装置22”具有包括多个段30的手风琴状结构。波纹管装置22”的一个端部借助于机械紧固件222紧固到中间段108，并且波纹管装置22”的相对端部借助于机械紧固件222紧固到推力反向器112的滑动机罩。
波纹管装置22”具有轴对称轴线A。
在操作中，波纹管装置22”在推力反向器112处于直接喷射位置时缩回，并且在推力反向器112处于反向喷射位置时展开。
波纹管装置22”的展开遵循沿着对应于推力反向器112的平移方向的箭头方向a的平移位移。
图8和图9示出了根据第一变型的波纹管装置22”和引导装置32。
引导装置32允许引导波纹管装置22”的展开和缩回，并且防止在推力反向器转换到直接喷射位置期间波纹管装置的屈曲。引导装置32是包括至少两个部分的管，所述至少两个部分被称为第一部分32'和第二部分32”，被设计成滑动到彼此中。
第一部分32'具有通过机械紧固件320紧固到推力反向器112的滑动罩的一个端部和可滑动地紧固到第二部分32'的相对端部。
第二部分32”具有通过机械紧固件320紧固到推力反向器112的可移动机罩的一个端部和可滑动地紧固到第一部分32'的相对端部。
因此，第一部分32'和第二部分32”设计成滑动到彼此中。
在该第一变型中，波纹管装置22”布置在管32内。
在第二变型中，如前所述的管32布置在波纹管装置22”内(图10和11)。
图12和图13示出了根据第三变型的波纹管装置22”和引导装置32。在该变型中，引导装置32包括滑动件326和导轨325。
波纹管装置22”的每个段30都联接到滑动件326。根据由推力反向器112的可移动机罩的位移形成的间隔d，当推力反向器112处于直接喷射位置(图12)时，滑动件326缩回到导轨325中，当推力反向器112处于反向喷射位置(图13)时，滑动件326展开到导轨325之外。波纹管装置和引导装置沿着与推力反向器的平移方向相对应的箭头方向a平移地延伸。
在未示出的变型中，波纹管装置22”的仅一些段30联接到滑动件326。
图14表示根据第三实施例的可展开装置220。在该第三实施例中，可展开装置220是柔性导管，其适于卷绕在自身上并适于展开以容纳两个热交换器12、14之间的相对运动。
在操作中，当推力反向器112处于直接喷射位置时，柔性导管220卷绕，并且当推力反向器112处于反向喷射位置时，柔性导管220展开。柔性导管220通过卷绕装置221卷绕。通过在卷绕装置221的高度处张紧柔性导管220来确保柔性导管220的引导，并且在将推力反向器转换为直接喷射期间，能够实现柔性导管220的最佳卷绕。在刚刚描述的不同实施例中，机舱具有可延伸的入口和出口导管，其允许容纳可移动表面相对于固定表面的相对移动。
在未示出的变型中，循环导管是柔性的，以在滑动机罩从直接喷射位置转换到反向喷射位置期间容纳两个热交换器之间的相对运动。
当然，本发明不限于刚刚描述的示例，并且在不脱离本发明的范围的情况下，可以对这些示例进行许多修改。特别地，本发明的不同特征、形状、变型和实施例可以根据各种组合彼此关联，只要这些不是不兼容或相互排斥的。
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