專利名稱：渦輪發動機推進單元的流體冷卻裝置的制作方法
技術領域：
本發明涉及航空設備領域，具體是熱耗散系統，更具體地說是具有渦輪發動機的飛行器推進器的熱耗散器。大量的飛行器推進器包括渦輪發動機，例如槳扇式推進器，其中所述渦輪發動機驅動兩個反向旋轉的旋翼。在所述推進器中，變速箱(在渦輪發動機軸和旋翼之間傳動)將渦輪發動機產生的機械能傳送至旋翼。雖然具有較高的效率，該變速箱將該推進器產生的一部分能量通過摩擦轉化為熱量，該熱量被特別地傳送至變速箱中的潤滑劑中。 另外，渦輪發動機自身主要由機械摩擦產生大量的熱耗散，其途徑是通過潤滑劑。
背景技術：
這些熱應當向外部環境耗散以便冷卻槳扇。已經發展了多種執行冷卻的方案。第一種方案，其與渦輪風扇發動機的現有技術非常類似(例如參見專利FR2006/0052654)，其包括在壓縮步驟中抽取空氣(低壓使得溫度不致過高)，在該空氣流中設置空氣/油交換器，以及設置空氣調節閥，使得空氣以與短艙外表面相切的方式排出以補償一部分推力。在設計的熱量值(例如熱天的地面)上，閥完全打開，盡管飛行器不動，但仍提供空氣交換。在飛行中，為了減小其對性能的影響，空氣閥部分打開以適應空氣流速。該方式的主要缺陷如下-抽取空氣對電機性能造成的巨大影響(給渦輪發動機定尺寸時應考慮該流速損失);-在螺旋槳上游及離散位置(非環狀)空氣噴射的噪音影響；-短艙外動態氣流被扭曲造成螺旋槳效率降低。
發明內容
因此，本發明的目的在于提出一種渦輪發動機的冷卻裝置，該裝置不具有上述缺陷，能保證在地面和飛行中充分冷卻，同時減小飛行階段中空氣動力學的影響。本發明的第二個目的在于減小體積，本發明特別應當使用在推進器短艙內。為此，本發明涉及槳扇式飛行器的推進器的流體冷卻裝置，所述推進器包括驅動至少一個旋翼旋轉的渦輪發動機，所述渦輪發動機被從空氣入口供應外部空氣，該渦輪發動機包括具有至少兩級的壓縮機，且在其工作期間使潤滑劑被加熱。所述流體冷卻裝置包括壓縮空氣入口，將壓縮空氣引導至體積冷卻器或表面冷卻器的空氣通道，和將潤滑劑熱量傳送至體積冷卻器/表面冷卻器的裝置。所述體積冷卻器/表面冷卻器包括配備有多個冷卻劑的管道的矩陣體，所述管道從稱為內表面的第一表面延伸至所述矩陣體的稱為外表面的第二表面，使得可以被起到冷卻劑的作用的壓縮空氣穿過。翅片組，所述翅片組從矩陣體的外表面延伸至推進器外部，并在飛行中取向為基本平行于氣流的方向。也就是說，體積冷卻器/表面冷卻器有兩種可能的工作模式一種是利用與矩陣體的管道中的冷卻劑接觸的大的表面的體積換熱，另一種是通過翅片的表面換熱。在此情況下，優選的是在預選環境條件下，矩形體被定尺寸為當飛行器處于無速或低速狀態時足以獨立保證達到需要的冷卻效果；且在預定的環境條件及速度下，翅片被定尺寸為在飛行器的飛行狀態下，足以獨立保證達到需要的冷卻效果。所述翅片保證了兩種功能。實際上，冷卻器的翅片如同表面換熱器，其功能與包括矩陣體的部分不同， 該矩陣體被大量管道穿過。另一方面，這些翅片同時也有助于保護冷卻器的矩陣體免于物體沖擊。優選的是，冷卻器的矩陣體形成推進器的外蒙皮的一部分。實際上，這種設置不再需要來自矩陣體的出口的空氣通道，且也減小了該裝置的體積。另外，眾所周知的是，飛行中空氣流垂直于矩陣體的管道，受到矩陣體外表面的干擾較少，而其引發的載荷損失相對于帶來的簡化來說可忽略不計。根據優選的實施例，壓縮空氣入口被設置在空氣壓縮機第一級或第二級的下游。冷卻裝置可選擇地包括大致設置于推進器前部的附加空氣入口。所述設置允許提供環境溫度下的壓縮空氣源，所述空氣必須吸收存在于渦輪發動機潤滑劑中的熱量。根據以下一起實施的不同的最終裝置-矩陣體包括限定管道的多個薄片，-矩陣體的管道取向為基本垂直于矩陣體的外表面。為了控制冷卻模式，冷卻裝置包括控制通過冷卻器的矩陣體的管道的壓縮氣流的
>J-U裝直。其目的是為了控制冷卻器在體積換熱模式和表面換熱模式之間。本發明還涉及包括本發明的裝置的飛行器。本發明的第二方面還涉及本發明的裝置的使用方法，所述方法包括如下操作當飛行器在地面時，控制使最大壓縮空氣流通過冷卻器，當飛行器在飛行中時，控制減小甚至阻止空氣流通過冷卻器的矩陣體的管道。
說明書的下述部分結合下列附圖內容給出了本發明的具體實施例。附圖I是本發明可以實施于其上的槳扇式推進器；附圖2是所述推進器的截面示意圖；附圖3是附圖2的細節圖，主要展示了推進器前部，其突出顯示了本發明裝置的主要元件；附圖4是本發明中使用的體積/表面冷卻器的細節圖；附圖5是本發明的冷卻裝置的電子控制裝置的數據處理示意附圖6是飛行器在地面時本發明的冷卻裝置的工作視圖；附圖7是處于工作模式的冷卻器的空氣循環的細節圖；附圖8同樣是飛行器在飛行中的本發明的冷卻裝置的工作視圖；附圖9是處于其工作模式的冷卻器的空氣循環的細節圖。
具體實施例方式本發明主要用于飛行器的推進器1，如附圖I中所示的槳扇式飛行器推進器，這種推進器被設計用于未來的飛行器上。在該實施例中，兩個槳扇式推進器I被吊架固定于飛行器機身2后部的兩側。 在此，每個槳扇式推進器I包括兩個反向旋轉的旋翼3a，3b，每個旋翼包括一組等距槳葉4a，4b，且設置于推進器I的后部，每個旋翼3a，3b的槳葉4a，4b突出于環狀冠部5a，5b，所述環狀冠部與旋翼一起活動，其外表面安置于推進器的外殼6的連續部上。如附圖2所示，槳扇式推進器I包括給渦輪發動機8供給空氣的空氣入口 7，所述渦輪發動機8包括軸向部分，該軸向部分在渦輪發動機工作時被驅動旋轉，所述軸又通過圖2中并未示出的機械傳動裝置驅動兩反向旋轉旋翼3a，3b的槳葉4a，4b的軸9a，9b。渦輪發動機8工作中產生的熱氣被環形熱管10排出，環形熱管10的出口位于兩旋翼3a, 3b的后部。在另一種變型中，所述氣體可以從兩旋翼的上游排出。槳扇的細節及其部件旋翼、渦輪發動機、傳動裝置，以及它們的尺寸、材料等等超出了本發明所限定的范圍。因此，這里描述這些元件只是為了幫助理解本發明的非限制性實施例的信息。飛行器飛行時，溫度在高空的零下50攝氏度至地面的30攝氏度之間的外部空氣基本上沿著飛行器移動的縱軸線X相反的方向沿著推進器的外蒙皮循環。同時，推進器產生明顯的熱排射，其中一部分從環形熱管10排出，另一部分熱量通過變速箱和電機的油路由專門的冷卻裝置排出。傳統的渦輪發動機8包括多極壓縮機，其允許進入渦輪發動機的空氣的壓力增量增加。本發明的冷卻裝置利用了壓縮機，且因此包括自身已知的空氣入口 11，在非限定實施例中，所述空氣入口安裝在渦輪發動機8的壓縮機的第二級的下游，如附圖3所示。該設置用于提供已經充分壓縮的空氣(在I. 5至2. 5巴左右)，但是由于壓縮還略微加熱，所以與壓縮機的隨后級不同。抽吸點的位置自然地取決于所述渦輪發動機8的具體特征和其壓縮級，但是該位置是根據這樣的空氣的需要而決定的，該空氣具有足以將預定的氣流引導向冷卻器的壓強，并且溫度足夠低不會影響到壓縮機及更一般的渦輪發動機8的正常工作。所述空氣入口 11包括以示意的方式示出的調節閥12，該調節閥能夠調節從空氣入口 11抽吸的壓縮氣流，其值介于接近于零的值和根據變速箱和/或發動機的油的冷卻需求而確定的最大值之間。空氣通道13設置在調節閥12的下游，用于向體積冷卻器/表面冷卻器14輸送抽取的壓縮空氣流。所述體積冷卻器/表面冷卻器14適于以兩種主要換熱模式工作1.地面工作模式，或是起飛模式，當外部空氣流較微弱或是外部氣流不存在的時候，優選的是熱量交換通過較小體積上設置的較大表面積實現(毫無疑問指的是體積交換)2.空中工作模式，當外部氣流很強，允許在較小面積上換熱(因此被稱為是表面交換)。體積冷卻器/表面冷卻器14的類型2009年3月16日提交的在尚未公開的德國空客的專利申請第102009013159. 0號中所提到，其也被列在本說明書中作為參考。根據此申請，為了清楚起見，將其總結為如下，體積冷卻器/表面冷卻器14首先包括(圖4)，矩陣體15，在該矩陣體中設置有一組管道20，冷卻劑流過所述管道20，所述冷卻劑在此為空氣閥13引入的壓縮空氣。所述矩陣體15由一組薄片構成，所述一組薄片因此限制壓縮空氣通過的管道20。矩陣體15是由良好導熱性材料，如金屬合金或適于此功能的復合材料制成。矩陣體15用作待冷卻的流體(在本申請中指變速箱中的潤滑油)和接近于環境 溫度的壓縮空氣之間的載熱體。在非限制的本示例中，矩陣體15包括埋設于其體積中的一組管(在圖中未示出)，待冷卻的流體在所述管中循環。在希望同時冷卻多種流體的情況下，將不同的管網設置于矩陣體的體積內。在本不例中，矩陣體15以如下方式設置其外表面16延長推進器的短艙的外表面6，以局部地替代外表面6。冷卻器的矩陣體15因此形成推進器的外蒙皮的一部分，在此，矩陣體總體為圓柱形，且總是由短艙的矩陣體必須安裝于推進器中之處的外表面的形狀確定。在此，矩陣體15大致為帶弧的長方形，與推進器的短艙的表面6的輪廓配合。在本例中，矩陣體的內表面17大致與外表面16平行，因此，管道20的長度大致不變，并且在管道20垂直于這些表面的情況下，在此示例中，管道長度與內表面17和外表面16之間的距離相等。矩陣體15的大小由以下決定飛行器在地面或是低速時的冷卻需求，可用的冷卻壓縮空氣流，以及矩陣體15內設置的交換表面。其計算為本領域技術人員所熟知，因此在此不作詳述。為了在起飛過程中冷卻配置具有約150個座位和兩組推進器的飛機的發電機，熱交換器的前表面大約為80平方英寸，厚度大約為3英寸。通過熱交換器的最大空氣速度大約為0. 45kg/s。體積冷卻器/表面冷卻器14還包括翅片18的組，該翅片18的組來自矩陣體15外表面16，且形成矩陣體15的外表面16的突出部。翅片18作為空氣流的引導表面且取向為大致平行于在飛行器飛行時矩陣體15的外表面16上流過的空氣流線，也就是說，大致沿著縱軸線X的方向。在此，翅片18和矩陣體15以相同的材料制成，該翅片通過其下部邊緣的最大部分與矩陣體表面相連。翅片18的尺寸由飛機在飛行時的冷卻需求、外部空氣流和沿翅片18表面循環的空氣的溫度決定，其計算方法被本領域技術人員熟知。為了在巡航過程中冷卻配置具有約150個座位和兩組推進器的發電機，翅片的交換表面約為0. 5平方米，翅片高度約為50毫米。此外，翅片18在本示例中具有沿矩陣體15外表面16方向彎曲的輪廓。翅片18保護矩陣體15，特別是矩陣體15的外表面16，使其免于外部沖擊，如鳥類或是冰雹的撞擊
坐坐寸寸o冷卻裝置由自身已知的電子控制裝置19控制(如圖5所示)，其主要功能在于根據不同的輸入信息控制調節閥12。在本非限制的示例中，所述電子控制裝置19接收以下輸入冷卻裝置應當調節的油的循環溫度的數據，以及外部空氣的溫度和空氣閥13中的空氣溫度的數據，以及調節閥12的狀態信息。所述電子控制裝置將控制數據，例如油的循環溫度和調節閥的狀態發送至飛機的駕駛艙，并從駕駛艙接收指令。所述電子控制裝置19可以裝在推進器上，緊靠近體積冷卻器/表面冷卻器14。可選地，電子裝置19可作為裝在駕駛艙的多種電子裝置的一部分，或僅作為由飛行器上常見的多功能計算機之一提供的多個功能之一。飛行器在地面上(參見圖6和圖7)滑行、起飛或降落的階段中，當推進器運行時，推進器組排射的熱量非常大，飛行器處于低速或無速狀態。在這些階段期間，外部氣流微弱，不足以僅通過翅片18冷卻。因此，電子控制裝置·19操控調節閥12至基本最大開放位置，允許在壓縮機抽吸的壓縮空氣通過矩陣體15。從而保證了熱的矩陣體15與冷的壓縮空氣之間的熱交換，使矩陣體15以及循環至其內部或通過熱傳導連接至其的流體達到所需的冷卻效果。隨著飛行器爬升并逐漸變為水平飛行，飛機的速度增大，外部空氣溫度降低，隨后，由電子控制裝置19操控調節閥12逐漸關閉，壓縮機處抽取的空氣減少，冷卻逐漸僅由翅片18進行。此后，當飛行器在穩定飛行時(見圖8和圖9)，冷卻通常由外部翅片18承擔，因此調節閥保持關閉狀態，使壓縮機停止抽取空氣，并因此使燃料過度消耗減少，燃料過度消耗還引起抽吸功率(prelevement de puissance)增大。自然地，在飛行狀態中，在特殊情況下(外部溫度升高，發電機過載等等)，允許根據接收到的油溫信息利用電子控制裝置19控制打開調節閥12，使得空氣在矩陣體中循環，也使冷卻裝置的整體冷卻能力增大。根據描述而明確的是，冷卻裝置允許電機組成部分可在飛行各階段獲得冷卻，同時允許在巡航階段采用表面交換。電機的動力學性能因此得到改善。在飛行中控制調節閥12的打開允許控制壓縮機抽吸功率并盡可能使其減小，這導致消耗減少。此外，本發明利用壓縮機提供壓縮空氣，不必再特別附加鼓風機以用來迫使氣流通過矩陣體，因此使所述裝置的結構更簡單，體積更小同時也減小了燃料消耗。本發明所保護的范圍不局限于上述實施例中的具體細節，其包括了本領域技術人員在該范圍中可能做出的任何變型。在一種變型中，可以將空氣抽吸點11替換為或是添加第二空氣入口，該第二空氣入口設置在推進器短艙前部，接近主要空氣入口 7。所述第二空氣入口也設置有調節閥12，。在將空氣抽吸點11替換為第二空氣入口的情況下，將鼓風機集成在新的空氣通道13’內以提供飛行器在地面時所需的足夠的冷卻空氣流。相反地，在壓縮機同時具有第二空氣入口和空氣抽吸點11的情況下，所述第二空氣入口特別在飛行器速度足以提供較大量的冷卻氣流時起作用，例如在0.2馬赫以上，為了進一步減少壓縮機抽吸功率，可以根據飛行模式合并(mitiger)這兩個源，隨之改進電子控制裝置19。在另一種變型中，矩陣體15包括不再與外表面16垂直而是向推進器后部傾斜的管道20，以減少由矩陣體15引發的阻力。說明書中提及的矩陣體15為帶弧長方形。考慮到距離推進器短艙外表面6較近的可用容積，也能夠是其他的幾何形狀。一種設想的設計包括圍繞著短艙以規則角度間距分布的多個矩陣體15，以限制所述矩陣體15的出口產生的氣流在槳葉上的干擾。在另一未示出的變型中，矩陣體15并不與推進器短艙外表面6平齊，而是被設置 在所述外表面下方幾厘米處，僅僅翅片18穿過外表面6，在此種情況下，管道20是傾斜的，空氣出氣管將離開矩形體15的空氣輸送至短艙的外表面6的出氣點。
權利要求
1.一種槳扇式飛行器推進器的流體冷卻裝置，所述推進器包括驅動至少ー個旋翼旋轉的渦輪發動機(8)，所述渦輪發動機(8)由空氣入口(7)提供外部空氣，所述渦輪發動機(8)包括具有至少兩級的壓縮機，該壓縮機工作中使潤滑劑增溫， 其特征在于，所述流體冷卻裝置包括壓縮空氣入口(11)，能將壓縮空氣輸送至體積冷卻器/表面冷卻器(14)的氣體通道(13)，和將潤滑劑的熱量引導至體積冷卻器/表面冷卻器(14)的裝置； 所述冷卻器(14)包括 矩陣體(15)，所述矩陣體(15)配設有多個冷卻劑管道(20)，所述管道(20)從稱為內表面的第一表面(17)延伸至稱為外表面的第二表面(16)，所述矩陣體(15)形成為使得壓縮空氣能夠從中穿過并起到冷卻劑的作用； 翅片(18)的組，所述翅片組從所述矩陣體(15)的外表面(16)延伸至推進器外部，在飛行器處于飛行中時，所述翅片組取向為基本平行于空氣流(X)的方向。
2.如權利要求I所述的冷卻裝置(I)，其特征在干， 所述矩陣體(15)被定尺寸為在預選的環境條件下，當飛行器處于無速或低速狀態時，足以保證通過自身獨立達到所需的冷卻效果， 所述翅片(18)被定尺寸為在預選的環境條件及速度下，當飛行器處于飛行中時，足以保證通過自身獨立達到所需的冷卻效果。
3.如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置(I)，其特征在于，所述冷卻器(14)的所述矩陣體(15)形成推進器的外蒙皮出)的一部分。
4.如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置(I)，其特征在于，所述壓縮空氣入口(11)被設置于所述渦輪發動機(8)的空氣壓縮機的第一級或第二級的下游。
5.如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置(I)，其特征在于，包括大致設置于所述推進器的前面的附加空氣入ロ。
6.如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置(I)，其特征在于，所述矩陣體(15)包括多個限制所述管道(20)的薄片。
7.如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置(I)，其特征在于，所述矩陣體(15)的所述管道(20)取向為大致垂直于所述矩陣體(15)的外表面(16)。
8.如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置(I)，其特征在于，包括控制通過所述冷卻器(14)的矩陣體(15)的所述管道(20)的壓縮空氣流的控制裝置(19)。
9.ー種包括如前述權利要求中任一項所述的冷卻裝置的飛行器。
10.ー種如前述權利要求1-8中任一項所述的裝置的使用方法，其特征在于，包括如下操作當飛行器在地面時，控制使得最大壓縮空氣流通過所述冷卻器(14);當飛行器在飛行中時，控制使得減小甚至阻止空氣流通過所述冷卻器(14)矩陣體(15)的所述管道(20)。
全文摘要
本發明涉及一種槳扇式飛行器推進器的流體冷卻裝置(1)，包括渦輪發動機(8)的空氣壓縮機的壓縮空氣入口(11)，可將抽吸的壓縮空氣輸送至冷卻器(14)的空氣通道(13)，及將潤滑劑的熱量傳遞到冷卻器的裝置，所述冷卻器(14)包括矩陣體(15)，該矩陣體配置有多個容納冷卻劑的管道(20)，所述管道(20)從稱為內表面的第一表面(17)延伸至矩陣體(15)的稱為外表面的第二表面(16)，這樣抽吸的壓縮空氣可作為冷卻劑通過矩陣體(15)，冷卻器(14)的矩陣體(15)形成推進器的外蒙皮(6)的一部分；以及從外表面(16)延伸至推進器外部的翅片(18)組，當飛行器飛行時，該翅片組取向為基本平行于氣流方向(X)的方向。
文檔編號F02C7/18GK102695862SQ201080032502
公開日2012年9月26日 申請日期2010年5月21日 優先權日2009年5月27日
發明者吉約姆·比蘭, 拉爾夫-亨寧·施托爾特 申請人:空中客車營運有限公司