[发明专利]用于飞行器的涡轮喷气发动机

说明书

本发明涉及用于飞行器的涡轮喷气发动机。更确切地本发明涉及容纳在涡轮喷气发动机中的热交换器，也称为表面热交换器(échangeursurfacique)。根据本发明的热交换器例如用于冷却涡轮喷气发动机的推进系统的流体，如润滑剂，以使得所述流体能够至少部分被冷却地再次注入所述推进系统中。本发明还涉及包括至少一个此类涡轮喷气发动机的飞行器。

一般而言，鉴于必须冷却用于在涡轮喷气发动机之中或其外围流通的流体，根据本发明的热交换器得到应用。

在民用航空领域，已知使用附加的热交换器来冷却在涡轮喷气发动机的发动机中流通的润滑剂。热的润滑剂被引入热交换器中以在此被冷却，然后在推进系统中重新使用。

现有技术的图1示出了现有技术的涡轮喷气发动机1以及两个热交换器2和12的剖面图。

涡轮喷气发动机1包括容纳发动机3的发动机舱2。发动机3通过空气分岔5被固定到发动机舱2的内壁4。

在现有技术中，一般而言热交换器位于两个可能的位置。事实上，热交换器可以定位在发动机3的主体处或在发动机舱2处。

当热交换器6安装在发动机3的主体处时，更确切地其容纳在设置在至少部分地围绕发动机3的发动机整流罩8和发动机3自身之间的内部空间7中。空气入口9从穿过涡轮喷气发动机1的冷空气流中提取冷空气，以便将所述冷空气引入热交换器6的内部。冷空气穿过热交换器的阵列，待冷却的热的润滑剂在热交换器的阵列中流通。所述两种流体通过隔板彼此分隔，并且不混合。热交换在阵列内部进行。部分加热了的空气经空气出口10排出热交换器6，以便被重新注入排出发动机舱的外函道气流(二次气流)中。

在热交换器12定位在发动机舱2处的情况下，更确切地其容纳在所述发动机舱2的内部空间中。空气入口13从穿过涡轮喷气发动机1的冷空气流中提取冷空气，以便将所述冷空气带到所述热交换器12的内部。在通过热交换器12的阵列之后，所述空气流量或者被通过空气出口14排出发动机舱2的外部，或者通过特殊的空气出口(未示出)再次引入发动机的内部气流中。

由于多个原因，此类热交换器在推进效率和对发动机的空气动力学影响方面不是表现最佳的解决方案。在将穿过热交换器的阵列的空气排出到发动机的内部气流的外面的情况下，即在热交换器安装在带有向外的空气出口的发动机舱中的情况下，鉴于分出的空气不能或基本上不能协助发动机的推动，所以空气的分出形成推进效率的直接损失。在将穿过热交换器的阵列的空气再次引入发动机的内部气流中的情况下，即在热交换器安装在发动机的主体中的情况下，热交换器的阵列由于其内部构造在气流中引起很大的压力损失并且倾向于或强或弱地扰乱发动机下游的气动流。此外，空气入口、一个或多个内部管道以及空气出口的存在导致压力的损失并且或多或少地扰乱发动机的内部气流。

另一种已知解决方案是使用板式热交换器。特别知道局部地贴合发动机舱2的内壁4的形状的板式热交换器，所述内壁固定到发动机舱。热交换器的上表面连接到发动机舱的内壁4，而下表面位于穿过发动机舱2的内部空间的冷空气流中。传递到热交换器内部的热量通过热传导被转移到形成所述热交换器下表面的板的内表面处。在发动机舱2中流通的冷空气流触及该热板。因此通过强制对流使储存在热板中的热量向涡轮喷气发动机1的气动流中消散。

现有技术的热交换器的第二实施方式的缺陷是与用于减少由涡轮喷气发动机产生的噪音危害的现有系统不相容。事实上，为了减少这些噪音危害，已知用声学涂层11至少部分地涂敷发动机舱2的内壁4。更一般地，所述声学涂层11覆盖发动机舱2和发动机整流罩8的内壁和外壁，这是由于这些壁中的两个彼此相对。声学涂层11的存在与板式热交换器在发动机舱2的内壁4上的连接不相容。为了使用此类板式热交换器，必须局部地取消声学涂层11，鉴于关于噪音危害的测定标准，这显得较难。

在本发明中，力求为用于通过与切向气流接触来冷却流过热交换器的流体的热交换器的现有位置提供替代方案。

为此，本发明提出不再将热交换器设置在发动机舱的可能存在声学涂层的冷壁处，而是设置在发动机舱或发动机的没有此类声学涂层的壁处。鉴于涡轮喷气发动机的现有构造，只有发动机的位于发动机舱的下游的外壁部分、即所述发动机的喷口处的部分易于接纳根据本发明的热交换器。由于外壁的该部分位于排出发动机的内函道气流(一次气流)的喷射口处，所以易于经受非常大的温度升高。由此，风险是热交换不从穿过热交换器的热流体朝向接触所述热交换器的冷空气进行，而是从发动机的热壁朝向流过热交换器的不如热壁热的流体进行。