專利名稱：飛行器的流體冷卻系統和裝設有這種系統的飛行器的制作方法
技術領域：
本發明涉及冷卻飛行器的流體的系統，特別是在這個飛行器上循環的液壓流體，所述液壓流體用于供應一個或多個液壓作動器。本發明也涉及裝設有這樣的冷卻流體的系統的飛行器，特別是在這個飛行器上循環的液壓流體。
現有技術在飛行器上，通常有向一個或多個液壓作動器供應液壓流體的一個或多個液壓流體回路，所述液壓作動器例如是液壓馬達或伺服控制器或活塞等等。在下面的說明書中，供應了液壓流體的或“消耗”了來自液壓流體的能量的這樣一種液壓作動器，將被稱為“消耗裝置”，或簡單地稱為“消耗器”。
圖1顯示用標號2標注的傳統的液壓流體回路。如本身已知的，它包含液壓流體儲箱10，一個或多個液壓泵12，以及導管14、16、18和20。
將簡要地描述這樣一種回路的工作原理，特別是在所述回路向單個消耗器22供輸的情況下，它應被理解為向若干個消耗器22供輸的回路是根據相似原理工作的。液壓泵12是高壓泵，它通過稱為流體抽吸管14的第一管泵送或抽入來自儲箱10的液壓流體。然后在高壓下所述液壓流體利用稱為流體供輸管16的第二管被送至消耗器22。被所述消耗器22消耗的能量通過液壓流體壓力的降低來顯示，在消耗器22出口液壓流體處于低壓力，在稱為流體回流管18的第三管中，液壓流體通過第三管被送回至液壓流體儲箱10。
所述液壓流體回路通常含有稱為泄液管20的附加管子，它連接于液壓泵。這個附加管子能發送來自液壓泵12并對應于這個泵12的內漏的部分液壓流體直接返回至儲箱10。通常，由于存在這些內漏，估計對于各泵的可利用總功率損失了約10％-15％，而且這個功率部分被轉化為熱量。這導致對穿過泄液管20通向液壓流體儲箱10的液壓流體的加熱。
液壓流體消耗器也能加熱所述液壓流體，通常其(加熱)程度低于所述泵。
液壓流體的這種加熱對液壓回路的工作具有有害的影響。事實上，這個加熱導致液壓流體的降解，因此導致其性能的下降。特別是，流體的加熱可引致所述流體的酸度的上升，它可導致破壞所述液壓流體的消耗器機構。這個加熱也可引致破壞液壓回路中各接頭，因此導致液壓回路上的外漏。
因此需要使循環通過這種液壓回路的液壓流體保持低于某個溫度，這種液壓回路向一個或多個消耗器供輸(液壓流體)，所述某個溫度稱為所述液壓流體的穩定溫度。
第一個解決方案在于利用液壓回路的自然容量，由位于各管道周圍的外界空氣通過自然對流或通過強制對流來消散熱量。這個第一解決方案對于液壓功率要求足夠低的飛行器是可以滿足的，所述足夠低的功率用于通過流體供輸管道消散這種熱量完全地或接近完全地消散了液壓流體的加熱。各供應管越長，消散就更加有效。但是對于相對所裝設的液壓功率緊湊的飛行器，即與可用的液壓功率相比具有短供應管子的飛行器來說，熱量的所述自然消散仍然是不夠的。
改進液壓流體的冷卻的第二個解決方案在于為液壓回路加裝熱交換器，所述熱交換器布置在飛行器上的燃料箱的里邊。液壓流體通過這個熱交換器，然后它被冷卻，并且它的熱量被傳遞至盛在燃料箱中的燃料，所述燃料箱容納所述熱交換器。這第二個解決方案能應用于舊飛行器上，但自行新的安全規則生效它不再被接受，該新的安全規則規定把傳遞至燃料的任何熱量減至最小。規則所要求的第一個條件主張限制在每個燃料箱中產生燃料蒸汽。如果燃料的溫度保持低于其燃點溫度TF就可達到上述要求，規則所要求的第二個條件規定燃料在發動機入口的溫度TM不超某個最大值。因此，這第二個解決方案不再被使用，因為它不能控制燃料的溫度，無論是燃料箱內部的溫度或是發動機入口的溫度，因此所述規定條件沒有被遵守。
發明內容
本發明的精確目的是飛行器的流體冷卻系統，它解決了由現有技術的系統提出的問題。根據本發明，這個系統包括空氣熱交換器，要被冷卻的流體穿過所述空氣熱交換器，所述空氣熱交換器包含空氣進入裝置和空氣排出裝置，其特征在于這個空氣熱交換器被安裝在外罩中，所述外罩布置在襟翼導軌流線型外殼中，所述襟翼連接于這個飛行器的一個機翼，引導空氣進入空氣熱交換器中的所述裝置連接于空氣入口裝置，所述空氣入口裝置穿過流線型外殼的外覆蓋層，而這個空氣熱交換器的所述空氣排出裝置連接在開口于所述外表面外部的空氣排出裝置，使得飛行器外部的空氣穿過這個空氣熱交換器以冷卻所述流體。
這個飛行器的流體冷卻裝置能使來自冷卻所述流體的熱量排放入這個飛行器外部的空氣。因此，利用了飛行器周圍空氣的動態流動。
在優先實施例中，穿過流線型外殼外表面的所述空氣入口裝置相當于動態空氣入口。術語“動態空氣入口”指的是一種能采集由飛行器在空氣中移動產生的至少一部分動態壓力的空氣進氣口。
有利的是，作為本發明目的的飛行器的流體冷卻系統具有至少一個通風裝置，所述通風裝置用于保證在空氣熱交換器中的最小空氣流量。這個通風裝置能利用增大通過空氣熱交換器的空氣流量來保證及提高所述流體的冷卻，特別是當飛行器速度為零(飛行器停在地面)或低于預定值(例如在起飛及著陸各階段期間)時。根據空氣循環的方向，這個通風裝置可有利地安裝在空氣熱交換器的上游或這個空氣熱交換器的下游。
本發明也涉及裝設有這種飛行器的流體冷卻系統的飛行器。
在閱讀說明及其后的本發明實施例和參考各附圖后，本發明的其它特點及優點將變得明顯，其中圖1描述及圖釋了供應消耗器的液壓回路，以及其工作原理；圖2從外部圖釋了同樣裝有根據本發明的流體冷卻系統的飛行器；圖3是圖2飛行器的一個機翼的剖面；圖4是放大地圖釋的飛行器機翼剖面；襟翼導軌流線型外殼，在所述流線型外殼中根據本發明安裝了空氣熱交換器；圖5是類似于圖4的視圖，它圖釋了本發明的特定實施例，其中冷卻系統具有至少一個通風裝置；圖6是圖5中表示的通風裝置的控制系統的簡略表示圖；圖7是當飛行器泊在地面時，導軌流線型外殼和根據本發明的冷卻系統在近似水平的平面上的剖面，它代表空氣輸出裝置的特定實施例；圖8a、8b及8c是動態空氣入口的剖面；以及圖9是具有頸部的漸擴管的剖面。
具體實施例方式
根據本發明的飛行器的流體冷卻系統30，它的一個實施例表示于圖4中，具有被待冷卻的所述流體穿過的空氣熱交換器40。這個空氣熱交換器40安裝在外罩中，所述外罩位于襟翼36導軌的流線型外殼34中，襟翼36連接于這個飛行器的機翼32。連接于飛行器機翼32的襟翼36導軌流線型外殼34在圖2中以外部視圖表示，而在圖3中表示為剖面。如已知曉的，未顯示的各作動器能使這些襟翼36相對于飛行器30的機翼32運動使得改變所述飛行器的空氣動力學構形。所述各襟翼導軌通常位于機翼32內表面38的下方，并且它們被設置成在所述各作動器的作用下引導所述各襟翼相對于這個機翼的運動。流線型外殼34連接于每個所述各導軌使得這些導軌引致的對飛行器機翼32的空氣動力學性能的可能破壞為最小。根據本發明的這個實施例，其內裝有空氣熱交換器40的所述外罩被布置在襟翼導軌流線型外殼34內的自由位置上。引導空氣52進入空氣熱交換器40的裝置連接于空氣入口裝置42，空氣入口裝置42在流線型外殼34的前部穿過流線型外殼34的外覆蓋層46。類似地，空氣熱交換器40的空氣排出裝置54連接于空氣輸出裝置44，空氣輸出裝置44開口于流線型外殼34的外覆蓋層46；根據飛行中的飛行器的前進方向，空氣排出裝置54在位于所述空氣入口裝置42后面的這個流線型外殼部分之中。
空氣入口裝置42是動態空氣入口。這可以例如是如圖8a中所表示的皮托管(空速管)，它具有使穿過所述空氣進氣口的空氣恢復最大的動態壓力的優點。另外，根據在熱交換器40中空氣流量所要求的特性和在流線型外殼34中集成的可能性，這個動態空氣入口也可以是比皮托類型空氣進口恢復較少動態壓力的類型，例如圖8b中表示的長柄木勺類型的，或甚至是如圖8c所示隱藏于流線型外殼34的外覆蓋層46中的類型(例如NACA)。
有利的是，空氣入口裝置42通過漸擴管48連接于空氣熱交換器40中的空氣52的引導裝置，漸擴管48的截面沿著空氣循環方向從所述空氣入口裝置42朝向空氣熱交換器40中的空氣52的引導裝置。相反地，空氣熱交換器40的空氣排出裝置54通過漸縮管50有益地連接于空氣輸出裝置44，漸縮管50的截面沿著空氣循環方向從空氣熱交換器40的所述空氣排出裝置54向所述空氣輸出裝置44減小。在熱交換器40兩側的空氣管48、50的漸擴/漸縮的幾何形狀，能使通過這個熱交換器的空氣的速度相對于進入該管48中空氣的速度是降低的，因此當空氣穿過這個熱交換器時能減小壓力損失，這樣在漸縮管50出口恢復空氣速度至接近外部空氣流的速度，因此能減小空氣出口的干擾阻力。當空氣穿過熱交換器40時，更準確地說穿過這個熱交換器中的交換矩陣(未顯示)時，完成了從要被冷卻的所述流體至所討論的空氣的熱傳遞，這個空氣的溫度(當飛行器在巡航狀態下飛行時，通常低于0℃)低于要被冷卻的流體的溫度(當飛行器在巡航狀態下飛行時，在液壓流體的情況下，通常在50℃與110℃之間)。當通過熱交換器40時，傳遞至空氣的熱量可向空氣流供輸能量，這有利于減小該裝置的阻力。在理想情況下，這時這個能量補給的作用大于由空氣流在管48、50和在熱交換器40中導致的壓力損失的作用，根據本發明的所述裝置甚至能增大飛行器的推力。
有利地，根據飛行器的飛行方向，空氣入口裝置42被布置在襟翼36導軌流線型外殼34的前部分中。流線型外殼34形成在飛行器機翼32下面的突出部分，空氣壓力在流線型外殼34的表面上的分布是這樣在流線型外殼34前部分上的空氣壓力為其最大值。這有利于使空氣入口裝置42處比空氣出口裝置44(位于所述空氣入口裝置42后面)處具有較高的空氣壓力，這有利于冷卻系統正確發揮功能。
有利的是，空氣出口裝置44包括布置在飛行器30的推力軸線上的至少一個噴嘴。這一方面使飛行器的氣動力學性能的破壞減至最小，另一方面對這個飛行器的推力有貢獻，因為穿過熱交換器40的空氣被加熱。有利地，這個噴嘴44被布置在襟翼導軌流線型外殼34的側部。在圖7所示的優先實施例中，漸縮管50具有分別地連接于至少兩個噴嘴44a及44b的至少兩個部分50a及50b，噴嘴44a、44b被布置在襟翼導軌流線型外殼34的側部，這些噴嘴44a及44b分別布置在所述襟翼36導軌流線型外殼34的縱軸線66(部分地顯示于圖7中)的兩側。
空氣入口裝置42、空氣出口裝置44、管48、50及熱交換器40的尺寸以常規方式根據壓力損失、要求的空氣質量流量及流動的動態速度來決定，使得在所考慮的各飛行階段中，穿過熱交換器40的冷卻空氣的流量能夠保證冷卻所述流體所要求的熱交換容量。在優先實施例中，所述考慮的各飛行階段相當于飛行器的巡航飛行。
在優先實施例中，漸擴管48如圖9所示具有頸部49。這個頸部49位于空氣入口裝置42與管48的漸擴部分之間。它對應于空氣通過截面最少的所述管48部分。這個頸部49可利用音障來設定在漸擴管48中的空氣的質量流量如已知的，空氣通過頸部49的速度至多等于聲速。其結果是當飛行器在巡航階段飛行時，在頸部49中的所述空氣速度等于聲速。通常通過計算來確定這個頸部49的尺寸，以把在漸擴管48中的空氣流量限制至為某個值，所述值允許考慮熱交換器40中的最大空氣速度，并根據不希望被超過的壓力損失來確定。在空氣流量上的另一個限制這樣來決定把由所述飛行器的流體冷卻系統引起的空氣動力阻力限制為低于最大的預定值。
在圖5所示的特定實施例中，本發明的冷卻系統目標具有至少一個通風裝置56。這個通風裝置56的運行能保證和增大在熱交換器40中的空氣流量，特別是當飛行器的速度為零(飛行器停在地面上)或低于預定值時(例如在起飛和著陸階段中)。通過這種方法，當作為本發明目標的冷卻系統的尺寸就被確定下來從而保證在飛行器的巡航飛行階段中所述流體的冷卻時，這個通風裝置的使用能保證在使用飛行器的所有階段中所述流體的冷卻。包括一個通風裝置56的所述冷卻系統具有的優點是其具有的質量低于這樣的冷卻系統的質量該冷卻系統的尺寸為在對應于比這個飛行器的巡航速度低的速度的飛行器的各飛行階段中將不用通風裝置冷卻這個流體。它還具有下述優點與沒有通風裝置的系統相比，甚至當飛行器在地面上以零速度運行時能冷卻所述流體。根據空氣循環的方向，通風裝置56可布置在熱交換器40的上游(圖5)或這個熱交換器40的下游。特別是它可能是電動的或是液動的。最好，如圖6中所示，這個通風裝置56通過連接件64連接于控制裝置58，控制裝置58具有通過至少一個連接件62連接于信息源S1，S2，…，Sn的組60的至少一個入口。這些信息源特別來自飛行器的傳感器或計算機。有利的是，由信息源S1，S2，…，Sn提供的信息對應于要被冷卻的流體的溫度和/或飛行器的空氣動力速度。在此情況下，當流體的溫度低于預定值Tmin時，控制裝置58停止通風裝置56的運轉，以便不過度地冷卻這個流體；或當飛行器的空氣速度大于預定值Vmin時不使所述通風裝置空轉。當流體的溫度大于所述預定值Tmin和/或當飛行器的空氣動力速度小于所述預定值Vmin時，控制裝置58啟動通風裝置56運轉，以驅使空氣在熱交換器40中循環。這樣一種功能作用模式提供的優點是能在飛行的各階段而不是用于冷卻系統尺寸已被確定的那些階段(例如相當于巡航飛行各階段)充分地冷卻流體。例如，Vmin值可選擇得大于起飛速度而小于巡航速度。作為這個實施例的變型，當飛行器的空氣動力速度增大時，控制裝置58以可變化的降速來控制通風裝置56，所以當飛行器的空氣動力速度大于Vmin時通風裝置56不被控制(零速度)。在這個實施例的另一個變型中，當流體溫度下降時，控制裝置58根據要被冷卻的流體的溫度，或根據開關調節，或以降低的變化速度去控制通風裝置56。這兩個實施例變型也可相互結合。
作為可供選擇的方案，可能具有若干個平行的通風裝置56，以便在一個通風裝置56壞損時增大熱交換器的可獲得性。在上述的情況下，即漸擴管50具有分別地連接于噴嘴44a及44b的兩部分50a及50b時，可在所述管50的每個所述部分50a及50b的入口處具有通風裝置56，當飛行器30在飛行中時，此處術語“入口”的使用與空氣流方向有關。
本發明也涉及具有至少一個如先前描述的流體冷卻系統的飛行器30，例如，飛行器30具有至少一個在這個飛行器30上的若干個襟翼36導軌流線型外殼34中的所述冷卻系統，以便使飛行器30的流體冷卻功率為最大和/或滿足對應于飛行器30的各獨立回路的流體的冷卻要求。
在一個特定的實施例中，飛行器30具有至少一個液壓流體回路，在所述回路中液壓流體被所述冷卻系統或各冷卻系統所冷卻。較好的是，穿過空氣熱交換器40的所述液壓流體是來自至少一個液壓泵12的泄液管20。這個實施例提供的優點是只發送部分液壓流體至熱交換器40，該部分液壓流體已經受到最大的溫升；從而提供了更高的冷卻系統效率。
權利要求
1.一種飛行器(30)的流體冷卻系統，包括所述流體穿過的空氣熱交換器(40)，所述空氣熱交換器(40)包含空氣(52)的引導裝置和空氣排出裝置(54)，其特征在于所述空氣熱交換器(40)安裝在外罩內，所述外罩位于襟翼(36)導軌流線型外殼(34)中，襟翼(36)連接于所述飛行器(30)的一個機翼(32)，在空氣熱交換器(40)中的所述空氣的引導裝置(52)連接于空氣入口裝置(42)，空氣入口裝置(42)穿過流線型外殼(34)的外覆蓋層(46)，而這個空氣熱交換器的所述空氣排出裝置(54)連接于空氣出口裝置(44)，空氣出口裝置(44)開口于所述外覆蓋層(46)的外面，以便飛行器(30)外部的空氣穿過所述空氣熱交換器(40)以冷卻所述流體。
2.根據權利要求1的系統，其特征在于所述空氣入口裝置(42)通過漸擴管(48)連接于空氣熱交換器(40)的空氣的引導裝置(52)，漸擴管(48)的截面沿著所述空氣的循環方向從該空氣入口裝置(42)朝向空氣熱交換器(40)擴大。
3.根據權利要求1或2的系統，其特征在于空氣熱交換器(40)的所述空氣排出裝置(54)通過漸縮管(50)連接于所述空氣輸出裝置(44)，漸縮管(50)的截面沿著空氣循環的方向從熱交換器(40)的所述空氣排出裝置(54)朝向所述空氣輸出裝置(44)縮小。
4.根據前述各權利要求中任一項的系統，其特征在于所述空氣入口裝置(42)相當于動態空氣入口。
5.根據權利要求4的系統，其特征在于所述空氣入口裝置(42)是皮托管類型的空氣進氣口。
6.根據權利要求4的系統，其特征在于所述空氣入口裝置(42)是長柄木勺類型的空氣進氣口。
7.根據權利要求4的系統，其特征在于所述空氣入口裝置(42)是埋設于流線型外殼(34)的外覆蓋層(46)中的類型的空氣進氣口。
8.根據前述各權利要求中任一項的系統，其特征在于所述空氣入口裝置(42)被布置在襟翼(36)導軌流線型外殼(34)的前部分中。
9.根據前述各權利要求中任一項的系統，其特征在于所述空氣輸出裝置(44)由位于飛行器(30)的推力軸線上的至少一個噴嘴(44，44a，44b)構成。
10.根據權利要求9的系統，其特征在于所述噴嘴(44，44a，44b)被布置在襟翼(36)導軌流線型外殼(34)的側部分上。
11.根據權利要求9或10的系統，其特征在于它具有布置在襟翼(36)導軌流線型外殼(34)的側部分上的至少兩個噴嘴(44a，44b)。
12.根據權利要求2-11中任一項的系統，其特征在于所述漸擴管(48)具有頸部(49)，頸部(49)能夠限制在巡航飛行各階段中所述漸擴管(48)中的空氣流量。
13.根據前述各權利要求中任一項的系統，其特征在于它的尺寸被設置用來保證在飛行器(30)于巡航條件下飛行時所述流體的冷卻。
14.根據前述各權利要求中任一項的系統，其特征在于它具有至少一個通風裝置(56)，能夠保證在空氣熱交換器(40)中的空氣最小流量。
15.根據前述各權利要求中任一項的系統，其特征在于它具有安裝在空氣熱交換器(40)上游的通風裝置(56)。
16.根據權利要求1-14中任一項的系統，其特征在于它具有安裝在空氣熱交換器(40)下游的通風裝置(56)。
17.根據權利要求14-16中任一項的系統，其特征在于它具有控制所述通風裝置(56)的控制裝置(58)，當飛行器(30)的空氣速度低于預定值時，控制裝置(58)啟動這個通風裝置(56)。
18.根據權利要求14-17中任一項的系統，其特征在于它具有控制所述通風裝置(56)的控制裝置(58)，當要被冷卻的流體的溫度高于預定值時，控制裝置(58)啟動這個通風裝置(56)。
19.根據權利要求14-18中任一項的系統，其特征在于它具有控制所述通風裝置(56)的控制裝置(58)，當飛行器(30)的空氣速度增大時，控制裝置(58)以下降的變化速度控制這個通風裝置(56)。
20.根據權利要求14-19中任一項的系統，其特征在于它具有控制所述通風裝置(56)的控制裝置(58)，當要被冷卻的流體的溫度下降時，控制裝置(58)以下降的變化速度控制這個通風裝置(56)。
21.根據權利要求14-20中任一項的系統，其特征在于它具有平行布置的多個通風裝置(56)。
22.一種飛行器(30)，其特征在于它具有諸如權利要求1-21中任一項所述的至少一個流體冷卻系統。
23.一種飛行器(30)，其特征在于它具有諸如權利要求1-21中任一項所述的、位于若干個襟翼(36)導軌流線型外殼(34)中的至少一個流體冷卻系統，所述襟翼(36)連接于所述飛行器(30)的各機翼(32)。
24.根據權利要求22或23的飛行器(30)，其特征在于它具有至少一個液壓流體回路，在所述液壓流體回路中液壓流體被所述至少一個流體冷卻系統所冷卻。
25.根據權利要求24的飛行器(30)，其特征在于穿過空氣熱交換器(40)的所述液壓流體來自至少一個液壓泵(12)的泄液管(20)。
全文摘要
飛行器(30)的流體冷卻系統具有這個流體穿過的空氣熱交換器(40)，所述空氣熱交換器(40)包括空氣(52)的引導裝置和空氣排出裝置(54)。這個空氣熱交換器(40)安裝在外罩內，所述外罩位于襟翼(36)導軌流線型外殼(34)內，襟翼(36)導軌流線型外殼(34)連接于這個飛行器的一個機翼(32)，在空氣熱交換器(40)內的空氣(52)的所述引導裝置連接于空氣入口裝置(42)，空氣入口裝置(42)穿出流線型外殼(34)的外表面(46)，而所述空氣熱交換器(40)的所述空氣排出裝置(54)連接于空氣輸出裝置(44)，空氣輸出裝置(44)開口于所述外表面(46)的外部，以便使飛行器(30)外部的空氣通過這個空氣熱交換器(40)去冷卻所述流體。
文檔編號B64C7/00GK1878695SQ200380110713
公開日2006年12月13日 申請日期2003年11月21日 優先權日2003年11月21日
發明者F·馬尤布 申請人:空中巴士公司