專利名稱：用于飛行器的發動機組件和包括至少一個這種發動機組件的飛行器的制作方法
用于飛行器的發動機組件和包括至少 一個這種發動機組件的飛行器本發明涉及一種包括渦輪噴氣發動機和熱交換器的飛行器發動機組 件。更確切地說，本發明涉及冷卻空氣和熱空氣到熱交換器的路徑，所述 氣流用于在交換器中流動。本發明還涉及熱交換器相對于渦輪噴氣發動機 的位置。為了給飛行器機組人員和旅客所在的加壓艙的空調管線提供空氣，已 經知道在所述飛行器的渦輪噴氣發動機的壓縮機處提取壓縮空氣。通過管 道將這些壓縮空氣從渦輪噴K動機送往加壓艙的空調管線。但是，在渦輪噴氣發動機的壓縮機處得到的空氣溫度太高(該溫度一般高于400。C ) 的情況下，必須預先冷卻該壓縮空氣。為此，已經知道使用一種熱交換器，該熱交換器可以在從渦輪噴氣發 動機的壓縮機處取出的壓縮空氣被注入到空調管線之前至少部分冷卻所述壓縮空氣。該熱交換器包括外殼，來自渦輪噴氣發動機的壓縮機的熱空 氣流與在渦輪噴氣發動機的進氣管道取出的冷卻空氣流在外殼中交叉。在 渦輪噴W動機的進氣管道取出的冷卻空氣流的溫度約為70°C到100°C 。 氣流交叉時有熱量交換，該熱交換使得可以在熱交換器外殼的出口得到足 夠冷卻的壓縮空氣，即溫度約為200。C。然后冷卻后的熱空氣流,皮引向空 調管線，而冷卻空氣流通過設在發動機支柱或者說將渦輪噴氣發動機固定 在飛行器機翼上的支柱的軍上的孔眼排到渦輪噴氣發動機外。熱交換器的缺點之一是它的體積笨重。實際上，熱交換器常常位于可 以使渦輪噴氣發動機與飛行器機翼中的 一個機翼連接的支柱處。熱交換器 一般與支柱的上表面連在一起。更確切地說，熱交換器安裝在形成支柱的 剛性結構的箱體的前部的上方，并且在覆蓋所述箱體的流線型外軍內。因 此需要把應冷卻的熱空氣流和可以冷卻熱空氣流的冷卻空氣流從位于支 柱下方的渦輪噴^JL動機引向位于支柱下方的熱交換器。實際上，由于熱交換器在支柱上的位置以及在渦輪噴^L動機中取出 冷空氣和熱空氣，熱空氣和冷卻空氣的到達管道二者都從支柱的箱體通 過。支柱箱體是支柱的工作結構，該結構在管道穿過它的結構處變弱。另 外，箱體內部空間中的管道的尺度;f艮大，迫使所述管道在箱體中交叉。這些交叉可能使冷卻空氣和熱空氣到達管道在渦輪噴氣發動機和熱交換器 上的安裝很困難。另夕卜，冷空氣實際上在渦輪噴驢動機的側面，即在進氣管道處取出， 使得可以把冷卻空氣從渦輪噴氣發動機帶到熱交換器的冷卻空氣到達管 道應穿過渦輪噴氣發動機的推力反向器的罩子。然而，推力反向器的軍子 在它可以具有關閉位置和打開位置的情況下^J逸動的。因此，在推力反向 器打開時，冷卻空氣到達管與反向器罩子之間的連接不能進行。因此需要 設置帶有密封墊的連接系統，以便能夠在冷卻空氣到達管與反向器外罩之 間建立無泄漏的連接。因此本發明的目的是通過改變冷空氣流和熱空氣流向熱交換器方向 的路徑來提供現有發動機組件的替代方案，從而避免使支柱箱體結構脆弱 化，并簡化熱交換器在支柱和渦輪噴氣發動機上的安裝。為此，在本發明中，提出使熱空氣流和冷空氣流從正面進入到熱交換 器外殼中。"從正面"的意思是指從前面，面對位于交換器外的空氣流動。不僅熱空氣流，還有一般從下面i^到外殼中的冷空氣流都從前面i^到 外殼中。交換器外殼相對渦輪噴氣發動機軸線的方向使其具有兩個在渦輪 噴W動機前部的正面，使冷空氣的到達管和熱空氣的到達管能夠從正面 伸入到熱交換器中。所謂"前部"，是相對于外殼外空氣流動方向而言。 冷空氣流和熱空氣流互相垂直地在外殼中流動。在一個具體的例子中，用 于在熱交換器中流動的冷空氣流不再在進氣管道處取出，而是在一盆口處 取出，該岔口在進氣管道的上游將iiA到渦輪噴^動機中的空氣流分為 兩個分別沿發動機支柱的左翼和右翼的氣流。該岔口或分離整流軍 (carenage)由固定的即沒有任何運動的前緣形成。因此冷空氣到達管也 可固定在位于所述盆口中的空氣入口處。因此不再從渦輪噴^動機罩的 一側或另一側側向取空氣，而是從前面，與渦輪噴氣發動機軸線平行地取 空氣。冷空氣到達管從正面到達外殼，不穿過支柱箱體。因此本發明的目的是一種飛行器發動機組件，該組件包括渦輪噴氣發 動機和熱交換器，熱交換器位于渦輪噴氣發動機上方并從渦輪噴氣發動機 中取冷卻空氣流和熱空氣流，該組件的特征在于，冷卻空氣流和熱空氣流 進入外殼的面朝向渦輪噴U動機的前方，并且它們的法線相對于渦輪噴 氣發動機的軸線傾斜。才艮據本發明的發動機組件的實施例，所述組件可以包括以下附加特征 的全部或部分一交換器外殼連接到將渦輪噴氣發動機固定在飛行器機翼上的支柱的上表面；—在所述渦輪噴氣發動機的反向器罩的上游，在渦輪噴氣發動機軍內 的空氣流動盆口區取所述冷卻空氣流；—外殼是沿渦輪噴氣發動機軸線延伸并相對于所述軸線傾斜設置的 平行六面體，冷卻空氣流從第一前面到外殼中，并從所述外殼的 第一后輸出面流出，熱空氣從外殼的第二前面i，并從外殼的第二 后輸出面流出。一冷卻空氣流和熱空氣流在外殼中從前向后流動，并互相垂直；—外殼是相對于渦輪噴氣發動機的軸線橫向延伸的平行六面體，冷卻 空氣流從下面到外殼中，并且從外殼的上輸出面流出，熱空氣流 從外殼的前^面i^，并從所述外殼的后輸出面流出；—冷卻空氣流在外殼中從下向上流動，熱空氣流在所述外殼中從前向 后流動，冷卻空氣流和熱空氣流在外殼中互相垂直地流動。本發明還涉及包括至少 一個根據本發明的發動機組件的飛行器。根據優選實施例，飛行器帶有兩個或四個根據本發明的發動機組件。通過下面的描述并參照附圖將更好地了解本發明。附圖作為本發明的 非限定性示例給出。附圖如下—
圖1A:根據本發明第一實施例的發動機組件的俯視圖；—圖1B:根據圖1A的熱交換器的示意透視圖；—圖2A:根據本發明第二實施例的發動機組件的俯視圖；一圖2B:根據圖2A的熱交換器的示意透視圖；圖1A表示沒有發動機搶的渦輪噴氣發動機1。支柱10可以把渦輪噴 氣發動機1固定在飛行器的機翼(未示出)上。支柱10的金字塔形端部 11固定在渦輪噴氣發動機1的進氣裝置3的后面。支柱10的主體或箱體 12本身在兩個點上固定在渦輪噴氣發動機l的推進器部分2上。熱交換器13與支柱10的箱體12的上表面15連接。上表面15是指 支柱10朝向天空的表面。熱交換器13包括外殼16，冷卻空氣流和熱空 氣流在外殼16中流動，t冷卻應送往飛行器空調管線的熱空氣。熱交 換器13還包括把空氣流帶到外殼16中的空氣到達管17、 18和可以使空氣流從所述外殼16流出的空氣排出部件。冷卻空氣流從進氣裝置3通過冷卻空氣到達管17到外殼16,并且例 如通過設在所述渦輪噴氣發動機1的艙上的孔眼從渦輪噴氣發動機排出。 熱空氣流從發動機通過在支柱10的箱體12的高度上穿過箱體12的熱空 氣到達管18到外殼16。熱空氣到達管18和冷卻空氣到達管17不交叉， 因為冷卻空氣到達管17穿過機翼支柱10的金字塔部11，而熱空氣到達 管18穿過箱體12 (圖1B)。外殼16的整體形狀為長方形，并JUNl對于渦輪噴氣發動機1的軸線 A傾斜，以便具有兩個分別形成冷卻空氣iiX面19和熱空氣i^V面20的 前表面。冷卻空氣ii^面19和熱空氣it^面20的法線nl和n2相對于渦 輪噴氣發動機1的軸線A傾斜。每個到達管17、 18通過外殼16的不同 前表面19、 20 it^到外殼16中，因此空氣到達管17、 18不再在外殼16 處交叉。在外殼16內，來自冷卻空氣到達管17的冷卻空氣流和來自熱空氣到 達管18的熱空氣流相對于飛行器前進方向從前向后流動。在外殼16內， 冷卻空氣流和熱空氣流在互相平行的水平面內流動，但在互相垂直的方向 流動。因此，熱交換器13水平工作。部分冷卻的熱空氣流通過熱空氣排出管21在外殼16的后輸出面24 處從外殼16流出，以便被送往空調管線(未出示)。另外，從外殼16流 出的冷卻空氣流通過所述外殼16的第二后輸出面向外排出，以^更能夠^f艮 容易地噴射到發動機支柱外。在本發明另一實施例中，熱交換器13的外殼16的整體形狀可以為斜 方形，所述斜方形沿渦輪噴氣發動機l的軸線A延伸。因此，外殼16仍 有兩個可以接納冷卻空氣到達管17和熱空氣到達管18的前空氣^面。圖2A表示熱交換器13在支柱10上的定位的另一例子。外殼16的 整體形狀為長方形。如圖2B中看到的，外殼16傾斜在支柱12上，并相對于渦輪噴^JC 動機1的軸線A橫向延伸。外殼16的下表面22不與機翼支柱10的上表 面15連在一起，而是傾斜延伸在所述上表面15上方。下表面22是指外 殼16的朝向機翼支柱10的上表面15的表面。外殼16例如通過外殼16 的后表面和下表面22的公共棱與支柱10的上表面15連接。外殼16的傾斜使其在所述外殼16的下表面釋放出一i^口 。因此下表面22和在機翼支柱10上方比下表面22抬高的前表面19 一樣，在渦輪 噴氣發動機l的前面。下表面22和前表面19面對在交換器外流動的空氣。 下表面22和前表面19的法線相對于渦輪噴氣發動機1的軸線A傾斜。冷卻空氣流從下表面22 ii^到外殼16中，而熱空氣流從前表面19 進入到所述外殼16中。冷卻空氣流從下i^面22到上輸出面23穿過夕卜 殼16,而熱空氣流從前V面19到所述外殼16的后輸出面24穿過外殼 16。因此冷卻空氣流與熱空氣流垂直地穿過外殼。因此熱交換器13垂直 工作。
權利要求
1.一種飛行器發動機組件，包括渦輪噴氣發動機(1)和熱交換器(13)，該熱交換器位于渦輪噴氣發動機上方并在渦輪噴氣發動機中取冷卻空氣流(7)和熱空氣流，其特征在于，冷卻空氣流和熱空氣流進入外殼的表面朝向渦輪噴氣發動機的前方，并且它們的法線(n1、n2)相對于渦輪噴氣發動機的軸線(A)傾斜。
2. 如權利要求1所述的發動機組件，其特征在于，在所述渦輪噴氣 發動機的反向器(5)外軍上游，在渦輪噴氣發動機外罩內的空氣流分盆 區內取冷卻空氣流。
3. 如權利要求1-2之一所述的發動機組件，其特征在于，熱交換器 的外殼(16)連接到將渦輪噴氣發動機固定在飛行器機翼上的支柱(10) 的上表面(15 )。
4. 如權利要求1-3之一所述的發動機組件，其特征在于，外殼是沿 渦輪噴W動機的軸線延伸并相對于所述軸線傾斜設置的平行六面體，冷 卻空氣流從第一前i^面(19)i^到外殼中，并從所述外殼的第一后輸 出面(24)流出，熱空氣5^外殼的第二前i^面(20) i^，并從外殼 的第二后輸出面流出。
5. 如權利要求4所述的發動機組件，其特征在于，冷卻空氣流和熱 空氣流在外殼中互相垂直地從前向后流動。
6. 如權利要求1-3之一所述的發動機組件，其特征在于，外殼是相 對于渦輪噴氣發動機的軸線橫向延伸的平行六面體，冷卻空氣流從下i^ 面(22) ii^到外殼中，并從所述外殼的上輸出面(23)流出，熱空氣流 從外殼的前進入面(19)進入，并從所述外殼的后輸出面(24)流出。
7. 如權利要求6所述的發動機組件，其特征在于，冷卻空氣流在外 殼中從下向上流動，熱空氣流在所述外殼中從前向后流動，冷卻空氣流和 熱空氣流互相垂直地在外殼中流動。
8. —種飛行器，其特征在于，該飛行器包括至少一個如權利要求1-9 之一所述的發動機組件。
全文摘要
本發明涉及飛行器發動機組件，該組件包括渦輪噴氣發動機(1)和熱交換器(13)，熱交換器位于渦輪噴氣發動機上方并在渦輪噴氣發動機中取冷卻空氣流(7)和熱空氣流，其特征在于，冷卻空氣流和熱空氣流進入外殼的表面朝向渦輪噴氣發動機的前方，并且它們的法線(n1、n2)相對于渦輪噴氣發動機的軸線(A)傾斜。本發明還涉及帶有至少一個本發明的發動機組件的飛行器。
文檔編號B64D13/08GK101228069SQ200680027061
公開日2008年7月23日 申請日期2006年7月7日 優先權日2005年7月28日
發明者海爾韋·馬爾什, 讓-馬克·馬爾蒂努 申請人:空中客車法國公司