专利名称：热交换器、发动机组件和包括这种发动机组件的飞行器的制作方法
热交换器、发动机组件和包括这种发动机组件的飞行器本发明涉及一种被布置在将涡轮喷气发动机连接在飞行器机翼上的固 定支柱的上方的热交换器，所述热交换器能够借助于冷气流至少部分地冷 却很热的热气流。更确切地说，本发明涉及将热气流和冷却气流引入热交 换器的热交换箱中的热气进气管和冷却气进气管。本发明还涉及含有这样 的热交换器的发动机组件。本发明还涉及含有至少 一个本发明所述发动机 组件的飞行器。在航空领域，已知在飞行器空调管路中使用在飞行器的涡轮喷气发动 机的压缩机处釆引的热气。因为空调管路被用在驾驶抢和客抢，所以在将 该热气注入所述管t前需将它冷却。为此使用 一种热交换器，热气流在其中与在涡轮喷气发动机的进气管 出口采引的冷气流交汇。冷气流和热气流在一般为平行六面体形的热交换 器的热交换箱内流动以进行热交换。一般，热气流从前表面i^热交换器的热交换箱，在空心板内从前向 后流动。部分被冷却的热气流从后表面流出热交换箱以被引向空调管路。冷气流从下表面i^热交换器的热交换箱，在空心板之间从下向上流动，然后被设置在上表面的孔喷射到热交换箱外以被排出喷气发动机固定支柱外。因此，冷气流和热气流在热交换器的热交换箱中相垂直，致4吏在离开 热交换器时热交换效率不高。待冷却的热气在位于固定支柱下方的涡轮喷气发动机中采引。因此， 为了将该热气流引入热交换器，需让它穿过固定支柱的结构件。为了不弱 化固定支柱结构件，必须最大限度地保持其完整性，尤其避免过多的管子 穿透。最常见的是被部分地加热的冷气被直接排出涡轮喷气发动机。因此， 它不再参与发动机的热力循环，这造成发动机性能的损失。该被部分加热的冷气在连接涡轮喷气发动机和飞行器机翼的固定支柱上方流动，干扰飞 行器的空气动力学流(绕流)。此外，需使用能耐高温的材料，或者用热覆 盖层覆盖涡轮喷气发动机罩以避免被加热的冷气损坏所述罩。这导致包括热交换器的发动机组件的重量加大。还知道将已流经热交换器的冷却气流 重新注入涡轮喷气发动机的推进气流中。为此，要与涡轮喷气发动机连接， 冷却气排气管必须穿过固定支柱，这会弱化固定支柱的结构件。本发明的一个目的是提供一种尺度小的热交换器。本发明的另一目的 是提供一种热交换器，其中冷却气在使用后可被重新注入涡轮喷气发动机 的推进气流中，不产生对固定支柱的刚度和重量不利的后果。本发明的又 一目的是提供一种热交换效率高的热交换器。本发明还力求提高具有热交 换器的发动机组件的性能。为此，热气进气管路和冷却气出气管路都位于热交换器的热交换箱的 后表面上。前和后是相对于位于热交换箱外面的气体的流向而言的。因此， 被加热的冷气流被引出热交换箱，通过将其引进涡轮喷气发动机的进气管 道中，被加热的冷气流可被重新注入参与发动机推进的气流中。这样，热 交换器采引冷气对涡轮喷气发动机的性能干扰很小。此外，涡轮喷气发动 机軍可用复合材料制成，因为它们不和被加热的冷气流接触。在热交换器 位于固定支柱上方的情况下，为与涡轮喷气发动机连接，被加热的冷气的 出气管路必须穿过固定支柱。为了减少管路在固定支柱中所占空间，将在 发动机中采引的热气引向热交换器的热交换箱且必须穿过固定支柱的管路和被加热的冷气的出气管路可被设计成同心的。因为第二才艮管路净皮i殳置在 第一根管路中，所以只有一根管路穿过固定支柱。沿着这些同心管路可以 进行预热交换。其优点是冷气流和热气流在热交换箱中相互平行且至少部 分地反向流动。更确切地说，冷气流从前向后穿过热交换箱，而热气流至 少 一次从后向前穿过热交换箱。热气流可在水平穿过热交换器的热交换箱 的管路内通过。而冷气流在管路间自由流通。其中流通着热气的管路可以 制成弯管以使热气流在热交换箱中具有分别从后向前然后从前向后的两个 流向。此外，多根弯管可以被叠置在热交换箱中。这样，由于在热交换箱 中交换面加大，所以冷气流和热气流之间的热交换效率提高了。因此，本发明涉及一种热交换器，它具有其中流动着冷却气流和热气 流的热交换箱，其特征在于它包括位于热交换箱后表面上用于将热气流引 入热交换箱中的热气进气管和位于热交换箱后表面上用于将冷却气流排出 热交换箱的冷却气排气管，所述管为同心的。根据本发明的数个实施例，热交换器可具有如下全部或部分附加特征-冷却气排气管围绕着热气进气管。-冷却气流和热气流在热交换箱中水平地相互平行流动，冷却气流从所 述热交换箱的前表面进入热交换箱中以使热气流和冷却气流在热交换箱中 至少部分地反向流动。-热交换箱具有多个其中流动着热气流的空气导管，冷却气流围绕所述 空气导管流动。-被冷却的热气流通过热交换箱的前表面排出所述箱。-由于热气流在热交换箱中从后向前然后从前向后流动，所以被冷却的 热气流从所述箱的后表面被排出。-热交换器具有多个位于热交换箱中、其中流动着热气流的弯形空气导 管，每根空气导管至少穿过热交换箱两次。-热交换器具有多个成对布置的空气导管，空气导管对被叠置在所述热 交换箱中。本发明还涉及一种用于飞行器的包括涡轮喷气发动机、将涡轮喷气发 动机固定在飞行器机翼上的固定支柱和根据本发明的热交换器的发动机组 件，所述热交换器的热交换箱固定在固定支柱的上表面上。根据本发明的数个实施例，发动机组件可具有如下全部或部分附加特征-冷却气排气管穿过固定支柱以使冷却气流在涡轮喷气发动机的后方被 排出。國冷却气排气管具有两个布置在固定支柱下方、位于涡轮喷^JC动机两 侧的喷管。-热气进气管穿过固定支柱以便将热气流从涡轮喷气发动机引至热交换 器的热交换箱的后方，热气进气管和冷气排气管在穿过固定支柱的整个过 程中都是同心的。-将冷却气流从涡轮喷气发动机引至热交换器的热交换箱的冷却气进气 管从固定支柱上方通过。-冷却气进气管在涡轮喷气发动机中从前面在位于反向器軍上游的气流 分流区采引冷却气流。本发明还涉及包括至少一个本发明所述发动机组件的飞行器。阅读下列说明并查对其附图会更好地理解本发明。这里提供的附图仅供参考，对本发明亳无限制。附图所示如下-
图1为含有本发明所述的热交换器的发动机组件的局部示意图； 画图2为本发明的一实施例所述的热交换器的后视图； -图3为图2沿III-III方向断开的剖面图； -图4为图2沿IV-IV方向断开的剖面图.图1所示为布置在连接涡轮喷W动机3和飞行器机翼(未画出)的 固定支柱2上的热交换器1。热交换器1具有其中流动着冷却气流和热气流的矩形箱4。冷却气流通 过冷却气进气管5在所述矩形箱4的前表面6处进入矩形箱4。前表面指朝 向涡轮喷气发动机3的进气管8、与朝向涡轮喷气发动机后方的后表面7相 对的箱面。在图1所示的实施例中，冷却气流在涡轮喷气发动机中从前面 在紧接进气管8之后的分流区被采引。这样，冷却气进气管不穿过固定支 柱2的结构件，而从固定支柱2的棱锥体10的上方通过。棱锥体10为固 定支柱2的前顶端，所述固定支柱2通过它固定在涡轮喷^L动机3的前 段上。更为常规地。冷却气流也可以从侧面在设置在涡轮喷气发动机3和 发动机抢(未画出)軍之间的空气流通管中采引。在这种情况下，冷气进 气管5必须打弯以能接到矩形箱4的前表面6，并可能穿过固定支柱2加强 结构件。冷气进气管5也可以通到矩形箱4的位于所述軍的采引冷却气流 的一侧的侧表面。如下详述，冷却气流在矩形箱4中在多个其中流动着待冷却的热气流 的空气导管之间自由流动。这样，冷却气流在矩形箱4中从前向后流动， 并由起始于矩形箱4的后表面7处的冷却气排气管9引离矩形箱4。冷却气 排气管9沿所述固定支柱2的整个高度穿过固定支柱2以与位于固定支柱2 下方的涡轮喷气发动机连接。高度h指从上面固定有矩形箱4的上表面11 到朝向涡轮喷气发动机3的下表面12的固定支柱2的尺寸。冷却气排气管 9一旦穿过固定支柱2就分成左13、右14两个侧喷管。侧喷管13、 14被 分置于涡轮喷气发动机3的竖直对称面的两侧，以使它们位于所述对称面 的左侧和右侧。喷管13、 14朝向涡轮喷气发动机的后方，以4吏冷却气流和 推进气流一起向涡轮喷气发动机3的后方喷射。喷管13、 14的侧面布置可 以不妨碍固定支柱2和涡轮喷气发动机3的后端的接合区。待冷却的热气流由热气进气管18引入矩形箱4中。热气进气管18经 过所述固定支柱2的结构件，将空气从位于固定支柱2下方的涡轮喷W动机3引至位于固定支柱2上方的矩形箱4。因此，热气进气管也沿固定支 柱2的整个高度h穿过固定支柱2。热气进气管18从冷气排气管9内通过 以不必开两个穿过固定支柱2的孔。图2所示为本发明所述的热交换器1的一个具体实施例。热交换器l的矩形箱4具有多个其中流动热气流的空气导管15。每根 空气导管15都有一个位于矩形箱4的后表面7上的进气口 16。进气口 16 和热气进气管18吻合。空气导管15的第一段19从矩形箱4的后端到前端 直线穿过。空气导管15的弯段20可将第一段19与从矩形箱4的前端到后 端直线穿过的第二段21连接起来。这样，热气流沿矩形箱4的长度两次穿 过矩形箱。出气口 17可在矩形箱4的后表面7处排出被冷却的热气。在所 示的实施例中，空气导管15只含有一个弯段20以使它们只穿过矩形箱4 两次。也可以设计多个弯段20以使热气流在被排出前能在矩形箱4中多次 往返。热气流在空气导管15中沿途通过接触围绕着空气导管15的冷却气 流被冷却。热交换通it^t流透过空气导管15壁进行。冷却气流在矩形箱4 中从前向后与热气流平行流动。空气导管15在矩形箱4中成相邻对布置。相邻对指在矩形箱4的宽度 方向上并排。宽度指所述矩形箱4的在其侧表面之间的尺寸。空气导管15 的相邻对可以在矩形箱4的高度方向上相互叠置(图3)。矩形箱4的高度 指矩形箱4的与固定支柱2的上表面11接触的下表面和所述矩形箱4的朝 向飞行器机翼(未画出)的上表面之间的尺寸。空气导管15应按如下方式 叠置，即所述空气导管15之间应留有足够的空间以使冷却气流能够通过。 空气导管15的进气口 16位居中心，也就是说被位于矩形箱4侧壁附近的 出气口 17围住。这样，被冷却的热气的被分为两部分的排气管22 (图1) 环绕在矩形箱4的后表面7处的冷却气排气管9。被冷却的热气的每一部分 排气管从矩形箱4的后表面7的一个相对边缘起始。经过冷却气排气管9 之后，两部分汇合形成沿固定支柱2的上表面11延伸的单一管22。热气进气管18和冷却气排气管9两者都位于矩形箱4的后表面7上。 由于空气导管15的进气口 16在矩形箱4的中心，而冷却气流散布在矩形 箱4的整个空间，所以将热气进气管18插入冷却气排气管9中有益。这样， 热气流从下至上穿过固定支柱2到达矩形箱4，而冷却气流从上至下穿过固 定支柱2与涡轮喷气发动机的推进气流汇合(图4 )。再者，避免了高温管 壁的热气进气管18和固定支柱2的内部结构件接触。因此，这种通双管的 方案与现有技术的只通热气进气管的方案相比，固定支柱2的内部结构件被弱化的程度低。当然，在空气导管15的另一种配置中，可以提供围绕着 冷却气排气管18的热气进气管9。如图4所示，热气进气管18在冷却气排气管9中从固定支柱2的下表 面12至上表面11轴向延伸。这样，减少了由于在固定支柱2的加强结构 件中通管9和管18所导致的拥挤状况。再者，从固定支柱2的下表面12 至矩形箱4的后表面7，冷却气流和热气流之间可以进行热交换，相当于进 行热气流预冷却。在另一个实施例中，可提M根空气导管含有偶数个弯段20，使出气 口 17位于矩形箱4的前表面6上。在这种情况下，被冷却的热气流从矩形 箱4的前端流出。那么，被冷却的热气流的排气管可以连接到位于矩形箱4 上方的起动机的管路上(图1 )。同样，可以提供直形空气导管15以使热气 在单一方向上从矩形箱4的后端向前端流动。被冷却的热气流还是在矩形 箱4的前端流出。
权利要求
1.一种用于飞行器的发动机组件，包括涡轮喷气发动机(3)、用于将涡轮喷气发动机固定在飞行器机翼上的固定支柱(4)和热交换器(1)，热交换器(1)包括固定在固定支柱的上表面(11)上、热气流和冷却气流在其中流动的热交换箱(4)，所述发动机组件的特征在于包括位于热交换箱的后表面上、用于将热气流引入热交换箱中的热气进气管(18)，和位于热交换箱的后表面上、用于将冷却气流排出热交换箱的冷却气排气管(9)，所述管为同心的，而且所述发动机组件的特征还在于热气流在热交换箱中从后向前然后从前向后流动以通过所述热交换箱的后表面被排出。
2. 根据权利要求1所述的发动机组件，其特征在于冷却气排气管围绕 着热气进气管。
3. 根据权利要求1至2之一所述的发动机组件，其特征在于冷却气流 和热气流在热交换箱中水平地相互平行地流动，冷却气流从所述热交换箱 的前表面(6)进入箱中以使热气流和冷却气流在热交换箱中至少部分地反向流动o
4. 根据权利要求1至3之一所述的发动机组件，其特征在于热交换箱 包括其中流动热气流的空气导管(15)，冷却气流围绕着所述空气导管流 动。
5. 根据权利要求4所述的发动机组件，其特征在于空气导管是弯形的， 每根空气导管至少穿过热交换箱两次。
6. 根据权利要求4至5之一所述的发动机组件，其特征在于空气导管 成对布置在热交换箱中，空气导管对在所述热交换箱中叠置。
7. 根据权利要求1至6之一所述的发动机组件，其特征在于冷却气排 气管(9)穿过固定支柱以在涡轮喷^JL动机的后面排出冷却气流。
8. 根据权利要求7所述的发动机组件，其特征在于冷却气排气管包括 两个布置在固定支柱下方、在涡轮喷气发动机两侧的喷管。
9. 根据权利要求1至8之一所述的发动机组件，其特征在于热气进气 管穿过固定支柱以将热气^^涡轮喷气发动机引至热交换箱的后面，热气 进气管和冷气排气管在穿过固定支柱的整个过程中都是同心的。
10. 根据权利要求1至9之一所述的发动机组件，其特征在于将冷却气流从涡轮喷气发动机引至热交换箱的冷却气进气管从固定支柱上方通 过。
11. 根据权利要求10所述的发动机组件，其特征在于冷却气进气管在涡轮喷气发动机中从前面在位于反向器罩上游的气流分流区采引冷却气流o
12. —种包括至少一个根据权利要求1至11之一所述的发动机组件的 飞行器。
全文摘要
本发明涉及一种热交换器(1)，它具有其中流动着冷却气流和热气流的热交换箱(4)，其特征是它包括位于热交换箱的后表面，用于将热气流引入热交换箱中的热气进气管(18)，和位于热交换箱的所述后表面，用于将冷却气流排出热交换箱的冷却气排气管(9)，所述管为同心的。本发明还涉及包括本发明所述的热交换器的发动机组件，其中位于热交换箱的后表面的冷却气排气管(9)穿过固定支柱以在涡轮喷气发动机的后面排出冷却气流。本发明还涉及包括至少一个本发明所述的发动机组件的飞行器。
文档编号F28D21/00GK101228409SQ200680027059
公开日2008年7月23日 申请日期2006年7月11日 优先权日2005年7月28日
发明者海尔韦·马尔什 申请人:空中客车法国公司