专利名称：用于飞行器推进器的冷却装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及涡轮机式飞行器推进器，较具体地，本发明涉及用于推进器的冷却装置。
背景技术：
在航空工业中，许多飞行器推进器包括安置在短舱(nacelle)中的涡轮机。人们可以引用的例子，例如，涡轮风扇式推进器，用于其的涡轮机驱动定位在短舱 内侧的至少一个转子。人们还可以引用“桨扇”或“开式转子”式推进器的例子，用于其的涡 轮机驱动两个反向旋转的转子，所述两个转子在涡轮机的下游或上游定位在短舱的外侧。无论什么类型的推进器，变速箱(齿轮位于涡轮机轴和转子之间)将通过涡轮机 产生的机械能量传递到转子。虽然其已经具有非常高的效率，但是，该变速箱通过摩擦耗散由推进器产生的能 量的一部分变成热。该热特别被传递到变速箱润滑液。此外，涡轮机本身主要通过机械摩擦，也通过其润滑液产生相当大的热耗散。显然，该热必须被消散到外部环境，以冷却推进器。安装在涡轮机上的设备，诸如，发电机可能也需要冷却。为执行该冷却，已经提出了各种解决方案。首先已知的解决方案是在短舱的外壁和内壁之间安装热交换器，该热交换器已知 为“容积式热交换器”，该解决方案主要用于涡轮风扇式推进器。空气入口从通过涡轮机的 冷空气流收集冷空气，以将所述冷空气带到所述容积式热交换器内部。在通过热交换器基 质之后，该空气经过空气出口被喷射出短舱。在推进效率和对涡轮机的空气动力冲击方面， 这种热交换器还没有被证明是最佳解决方案。实际上，空气收集代表推进效率的直接损失， 因为其对于发动机推力几乎没有或者没有贡献。此外，设置空气入口、一个或多个内部管道 以及空气出口产生负荷损失并且显著地或多或少干扰推进器的内部流动。另一种已知解决方案是使用交换器，已知为“表面换热器”，例如，板式热交换器。 特别地，表面换热器已知局部地采用短舱的内壁的形状或者其所联接到的发动机盖的内壁 的形状。表面换热器的第一表面联接到短舱的内壁或发动机盖的内壁，而第二表面定位在 流过短舱的内体积的冷空气的流中。在热交换器内传输的热通过热传导传递到形成板式热 交换器的下表面的板的内表面上。在短舱中流动的冷空气的流横向穿越该热板。储存在内 表面上的热板中的热由此通过强制的对流而朝向推进器的气流消散。该解决方案仍具有空气动力冲击，但是，对比于前面的解决方案具有不从通过涡 轮机的流收集空气的优点。但是，该解决方案不能被转用到桨扇式推进器。实际上，当飞行器的速度低或者为 零时，几乎没有或者没有横向穿越表面换热器的气流，因为转子布置在短舱的外侧。
发明内容
因此，本发明的目的在于提供一种推进器，其包括涡轮机冷却装置，所述涡轮机冷 却装置通过在地面上以及在飞行中保证足够的冷却水平而来克服前述的缺陷，同时限制在 飞行阶段期间的空气动力冲击。为此，本发明设想一种飞行器推进器，其包括安置在短舱中的涡轮机和能够被热 流体横向穿越的冷却器，所述热流体通过与所述冷却器外部的冷空气的热交换被冷却。所 述推进器包括空气流股，所述空气流股能够将加压空气朝向空气管道引导，所述空气管道 实施在所述短舱的外壁和内壁之间，所述冷却器包括-容积式冷却装置，所述容积式冷却装置安置在所述空气管道中，-表面冷却装置，所述表面冷却装置与所述容积式冷却装置不相连并且布置在所 述飞行器的外壁上。将被冷却的热流体例如是用于变速箱和/或发动机的润滑油。“不相连”意味着两个冷却装置彼此不邻近而是分开的，并且仅通过热流体，例如 油路的传导相连。换言之，冷却器以两种可能的模式工作首先通过向流体提供大的接触表面作为 容积式热交换器，以及其次作为表面热交换器。利用容积式和/或表面冷却来冷却油的选择可取决于飞行参数，诸如例如飞行阶段 和/或发动机速度和/或飞机马赫数之类的，和/或飞行器的操作参数，诸如例如油温之类的。在该说明书中，选择将基于飞行器的飞行阶段。优选地，所述表面冷却装置定尺寸为使得在预选择的环境条件及速度条件之内， 当所述飞行器处于飞行中时，通过其自身足以保证所需的冷却，并且所述容积式冷却装置 定尺寸为使得在预选择的环境条件之内，当所述飞行器处于低速度或者零速度时，足以通 过其自身保证所需的冷却。在整篇说明书中，参照在推进器中气流的方向，在给定点处，“上游”将指定置于该 给定点前面的部分，并且“下游”将指定位于该点后面的部分。在第一实施方式中，加压空气入口定位在所述涡轮机的空气压缩器的第一级处， 并且所述相关的空气流股出现在所述容积式冷却装置的上游，从而允许由加压空气横向穿 越所述容积式冷却装置。根据本发明的另一实施方式，加压空气入口定位在所述涡轮机的空气压缩器的下 游，并且所述相关的空气流股出现在所述容积式冷却装置的下游，从而允许在容积式冷却 装置的出口处形成抽吸。有利地，所述空气流股在所述空气管道20处包括小直径的管或喷射器，其喷射加 压空气进入所述空气管道内。根据本发明的另一实施方式，推进器包括两个空气流股和与每个流股相关联的 阀，出现在所述冷却器上游的空气流股以及出现在所述冷却器下游的空气流股，所述阀根 据一个空气流股或者另一个空气流股控制加压空气的进入。优选地，所述表面冷却装置安装在所述短舱的外壁上或者安装在所述推进器的安 装挂架的外壁上。只要表面冷却装置的可利用区域充分，所述表面冷却装置就可呈现为平坦表面，以将其空气动力冲击减少到最小。在表面冷却装置的优选实施方式中，所述表面冷却装置是一组翅片，所述一组翅 片从所述短舱的外壁或推进器的挂架延伸，并且当所述飞行器在地面上时主要平行于气流 的方向指向。可替代地，空气管道包括大致安装在所述推进器短舱前面的空气入口，从而形成 附加的空气入口。因此，来自推进器外部的冷却空气以及来自空气压缩器的加压空气横向 穿越容积式冷却装置。优选地，空气管道包括空气出口，所述空气出口包括关闭装置。当飞行器处于飞行 中时，关闭装置优选地处于关闭位置，从而克服了由空气管道引起的拖曳。本发明也构想了一种包括前述的推进器的飞行器。
随后将参照附图进行说明，所述说明仅作为本发明实施方式的例子而给出，其 中图1示出本发明可被应用到的称为“桨扇”式的推进器；图2示出在非常示意性的横截面图中的该推进器；图3是图2的详细图，集中于推进器的前部，其标示了根据本发明第一实施方式的 冷却装置的主要元件；图4示意性地示出根据本发明的冷却装置的电子控制而处理的数据；图fe详细地示出对于本发明第一实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的 气流的视图；图恥详细地示出对于本发明第一实施方式，当飞行器在空中时在冷却器中的气 流的视图；图6a详细地示出根据本发明第一实施方式的变型，当飞行器处于低速时在冷却 器中的气流的视图；图6b详细地示出根据本发明第一实施方式的变型，当飞行器在飞行中时在冷却 器中的气流的视图；图7a是图2的集中于推进器的前部的详细图，其标示了根据本发明第二实施方式 的冷却装置的主要部件；图7b详细地示出对于本发明第二实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的 气流的视图；图7c详细地示出对于本发明第二实施方式，当飞行器在空中时在冷却器中的气 流的视图；图8a是图2的集中于推进器的前部的详细图，其标示了根据本发明第三实施方式 的冷却装置的主要部件；图8b详细地示出对于本发明第三实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的 第一示例气流的视图；图8c详细地示出对于本发明第三实施方式，当飞行器处于低速时在冷却器中的 第二示例气流的视图8d详细地示出对于本发明第三实施方式，当飞行器在空中时在冷却器中的气 流的视图；图9a详细地示出根据本发明第三实施方式的变型，当飞行器处于低速时在冷却 器中的气流的视图；图9b详细地示出根据本发明第三实施方式的变型，当飞行器在飞行中时在冷却 器中的气流的视图。
具体实施例方式本发明涉及例如，如在图1中示出的所谓“桨扇”式的飞行器推进器1。在此示意 出的实施的示例中，两个桨扇推进器1通过安装挂架100附连在飞行器机身2两侧，每个桨 扇推进器1均安置在短舱10中。每个桨扇推进器1此处包括两个反向旋转的转子3a，3b，每个转子包括一组叶片 如，4b，所述叶片为等距的并且被布置在推进器1的后面。每个转子3a，3b的叶片4a，4b从 环形冠部5a，恥突出，所述环形冠部与该转子一起移动，所述环形冠部的外表面与推进器 短舱的外壁6相连续地定位。如在图2中示意性地示出的，桨扇推进器1包括空气入口 7，其提供涡轮机8。该 涡轮机8包括轴向部分，当涡轮机运行时该轴向部分被驱动处于旋转中。依次，该轴通过图 2中未示出的机械传动装置驱动两个反向旋转的转子3a，3b的叶片^，4b的轴9a，9b。由涡轮机8在运行时产生的热气体通过环形热流股18被排放，所述环形热流股18 通过具有定位在两个转子3a，北后面的出口。在变型中，这些气体也可以在两个转子的上 游被排放。涡轮机8传统地包括多级压缩器，该多级压缩器允许进入涡轮机的空气中的压力 递增地增加。桨扇推进器以及它们的部件-转子、涡轮机、传动系统的构造细节以及它们的尺 寸、材料等超出了本发明的范围。此处描述的元件由此仅为信息目的而提供，以便于通过其 非限定性示例实施中的一个来理解本发明。在飞行器的飞行期间，温度在接近地面的+55°C和处于高度处的_74°C之间的外 部空气基本上在与飞行器移动的纵向轴线X相反的方向上，沿着推进器的短舱10的外壁6 循环。同时，推进器产生显著的排热，该排热中的部分通过环形热流股18被排放，并且 被传递到发动机和变速箱油路的另一部分必须通过适当的冷却装置排放。总体说明冷却装置，如在图3中示出，包括冷却器45，该冷却器45包括首先是容积式冷却装 置14和其次是表面冷却装置15。两个冷却装置14，15不连接到彼此。容积式冷却装置14定位在空气管道20中，该空气管道20实施在短舱10的外壁 6和内壁60之间。在空气管道的实施方式中，如在图3中示出的，空气管道20首先通过空气入口 21 出现在推进器短舱的前面，靠近主空气入口 7，并且其次通过空气出口 22出现在短舱的外 部，在转子的上游。
容积式冷却装置14被用于在低速下操作，例如，在当外部空气流动低时或者为零 时的地面上或者在起飞期间，并且在小体积中形成的大面积上执行热交换是优选的。容积式冷却装置14在该示例中被布置使得-通过局部更换该第一壁，第一外表面141延伸空气管道20的第一壁23，-通过局部更换该第二壁，与第一外表面141对置的第二外表面142延伸空气管道 20的第二壁对。容积式冷却装置14的形状通常为平行六面体，在任何情形下通过容积式冷却装 置14必须安装在其上的第一壁23和第二壁M的形状确定。优选地，第一外表面141和第二外表面142以及因此的空气管道的第一壁和第二 壁基本上彼此平行。通过外部空气的流动以及形成在容积式冷却装置14内的交换表面，由当飞行器 处于地面上或者在低速时的冷却需要来确定容积式冷却装置14的尺寸。本领域技术人员 已知该容积式冷却装置本身的计算，因而此处不进一步地详述。在实施容积式冷却装置14的示例中，所述容积式冷却装置包括一组通路(在图中 未示出)，用于外部空气通过。冷却装置14例如由组装的带构成，其因此限定外部空气通过的通路。在一个实施方式中，通路基本上相互平行并且平行于第一外表面141和第二外表 面 142。容积式冷却装置14由具有高导热率的材料，例如，金属合金或者适于该目的复合 材料制造。表面冷却装置15被设计用于在飞行阶段期间，当外部空气的流动显著并且允许 在小面积上进行热交换时高速操作。表面冷却装置15安装在飞行器的外壁上，例如，短舱的外壁6或者推进器的安装 挂架100的外壁101。在本发明的该非限定性示例中，表面冷却装置15安装在短舱10的外壁6上，靠近 容积式冷却装置14.优选地，表面冷却装置15形成短舱10的外壁6的部分。表面冷却装置15的形状 由表面冷却装置15必须安装在其上的短舱10的外壁6的形状确定。在实施表面冷却装置15的示例中，所述表面冷却装置包括一组翅片151，所述一 组翅片151始于短舱的外壁6并且在短舱10的外壁6上突出。例如，这些翅片151可增加换热面积，并且当飞行器在飞行中时它们基本上平行 于流过短舱10的外表面6上的空气流股的流线，即，基本上沿着纵向轴线X指向。通过当飞行器处于飞行中时或者在低速时的冷却需要，以及通过外部空气流动以 及沿着这些翅片的表面流动的空气的温度来确定这些翅片151的尺寸。本领域技术人员已 知这种计算的细节。本领域技术人员已知该表面冷却装置15和容积式冷却装置14，此处将不再进一 步地展开。冷却装置也通过本身已知类型的电子控制单元19 (在图4中示出)来控制。在该非限定性示例中，所述电子控制单元19接收冷却装置必须调节的油路温度数据以及作为输入的外部空气温度数据。所述电子控制单元19传输控制数据，例如油路温度到飞行器的驾驶舱，电子控制 单元19也从飞行器的驾驶舱接收指令。电子控制单元19可以被安装在推进器1处，例如，靠近容积式冷却装置14或者表 面冷却装置15。可替代地，电子控制单元19可以是定位在驾驶舱中的各件电子设备的部 分，或者仅仅是通过在飞行器中常见的多功能计算机提供的功能中的一个。在实施的变型中，冷却装置包括调节阀(在图中未示出)，其被称为油流调节阀， 其被设计用于将待冷却的油的流朝向容积式冷却装置14或者朝向表面冷却装置15引导， 其取决于飞行器的速度是高还是低。通过电子控制单元19设定为此的所述油路调节阀。在本发明的实施方式的变型中，空气管道20包括定位在空气出口 22处的所述出 口的关闭装置30，通过电子控制单元19设定该关闭装置。在实施的示例中，关闭装置30是阀。第一实施方式在冷却装置的第一实施方式中，如在图3，5ajb中示出的，所述冷却装置利用压 缩器的设置，并且包括本身已知类型的空气入口 11，在该非限定性示例中，其安装在涡轮机 8的压缩器的第一级处。该布置被用于提供空气，该空气尚且几乎未通过压缩变暖，而不是 位于压缩器随后的级处的空气。收集点的位置自然地取决于在考虑中的涡轮机8的以及其压缩器的具体特征，但 是，该位置通过这样的需求而设置要求空气处于这样的压力下，该压力足以在充分低的温 度下将预定的空气的流带到冷却器45，而同时不干扰压缩器以及更一般地涡轮机8的正确 运行。优选地，该空气入口 11包括调节阀12，此处被示意性地示出，其被设计用于控制 在空气入口 11处收集的加压空气的流从接近零的值到通过变速箱和/或发动机和/或发 电机油的冷却需要所确定的最大值。在调节阀12下游定位的空气流股13将被收集的加压空气的流朝向容积式冷却装 置14上游的空气管道20引导。电子控制单元19根据不同输入信息设定调节阀12。电子控制单元19接收来自流 股13中的空气的温度数据以及调节阀12的状态信息。在操作中，当飞行器在地面上或者在滑行、起飞或者着陆阶段，在推进器运行的情 况下，来自推进组的热排放非常大并且飞行器速度低或者为零。在这些阶段期间，称为低速阶段，外部空气的流动低并且不足以通过容积式冷却 装置14和表面冷却装置15来冷却。电子控制单元19将调节阀12设定为基本最大开度位置，允许通过外部空气和收 集在压缩器处的加压空气横向穿越容积式冷却装置14。通过容积式冷却装置14和表面冷 却装置15 二者，主要通过容积式冷却装置14来执行该冷却。这保证在热容积式冷却装置14、外部空气以及冷却的加压空气之间的热交换，导 致容积式冷却装置14以及在其内循环的或者通过热传导连接到其的油的冷却需要。当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，飞行器速度增加并且外部空气温度降低。 因此，通过逐渐关闭由电子控制单元19控制的调节阀12来减少在压缩器处的空气收集，并且首先通过由外部空气横向穿越的表面冷却装置15以及其次通过由自然地流入空气管道 20内的外部空气横向穿越的容积式冷却装置14来递增地执行该冷却。阀12的关闭(以及作为延伸，打开)被描述为逐渐的，但是也可以以开或关方式 控制阀的关闭(以及作为延伸，打开)。接下来，当飞行器处于稳定飞行中时，正常地通过容积式冷却装置14和表面冷却 装置15，主要通过表面冷却装置15来执行冷却，并且调节阀12随后保持关闭，由此消除了 从压缩器的空气收集并且因此减少了增加的燃料消耗，该增加的燃料消耗否则起因于该动 力牵弓I (powerdraw) ο当空气管道20包括关闭装置30时，电子控制单元19在飞行阶段期间优选地将关 闭装置设置为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。在第一实施方式的变型中，当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19设定 所述油流调节阀从而将油的流仅引到容积式冷却装置14。随后仅通过容积式冷却装置14 来执行冷却(见图5a)。当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，电子控制单元19逐渐地调节油流调节阀 以将油的流引到表面冷却装置15。当飞行器处于稳定飞行中时，仅通过表面冷却装置15执行冷却(图5b)并且调节 阀12则保持关闭。当空气管道20包括关闭装置30时，电子控制单元19优选地将在飞行阶段期间关 闭装置设定为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。在第一实施方式的另一变型中，如在图6a和6b中示出的，例如，利用关闭空气入 口 21的装置，空气管道20并不朝向短舱10前面出现，从而降低由空气入口导致的气动阻 力。在低速阶段期间，电子控制单元19将调节阀12设定为基本最大开度位置并且加 压冷空气流动通过空气管道20。容积式冷却装置14和表面冷却装置15处于操作中。当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19将所述油流调节阀设定为将油 的流引到容积式冷却装置14。仅容积式冷却装置14处于操作中并且在压缩器处收集的加 压空气横向穿越该容积式冷却装置14(在图6a中示出)。当空气管道20进一步包括空气出口 20的关闭装置30时，所述关闭装置处于打开位置。在飞行阶段期间，电子控制单元19将调节阀12设定为关闭位置并且仅通过表面 冷却装置15执行油冷却。当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19设定所述油流调节阀，从而将油 的流引到表面冷却装置15。仅表面冷却装置15处于操作中并且外部空气横向穿越该表面 冷却装置15 (图6b)。当空气管道20包括空气出口 22的关闭装置30时，所述关闭装置30优选地处于 关闭位置。第二实施方式在冷却装置的第二实施方式中，如在图7a_7c中示意的，所述冷却装置包括本身 已知类型的空气入口 11b，在该非限定性示例中，其安装在涡轮机8的压缩器的下游。
优选地，该空气入口 lib包括调节阀12b，其在此处被示意性地示出，并且其被设 计用于控制在空气入口 lib处收集的加压空气的流从接近零的值到通过变速箱和/或发动 机和/或发电机油的冷却需要所确定的最大值。安装在调节阀12b下游的空气流股1 驱动收集的加压空气的流进入形成在短舱 10中的在容积器冷却装置14下游的空气管道20内，并且产生来自空气入口 21的外部空气 进入空气管道，穿过所述容积式冷却装置14的抽吸。有利地，空气流股13在空气管道20中以小直径的管或者喷射器(在图中未示出) 结束，其将加压空气喷射进空气管道20中。该加压空气的喷射由于抽吸现象产生来自空气 管道20的外部气流的加速，并且因此通过容积式冷却装置14的空气流动的增强。在该第二实施方式中，电子控制单元19根据不同的输入信息设定调节阀12b。该 电子控制单元19接收来自空气流股1 中的空气的温度数据以及调节阀12b的状态信息。在操作中，当飞行器处于低速阶段时，推进组的热排放非常大并且飞行器速度低 或者为零。在这些低速阶段期间，外部空气的流低并且不足以被容积式冷却装置14和表面 冷却装置15冷却。电子控制器19将调节阀12b设定为基本处于最大开度位置，以在空气管道的出口 处产生通过容积式冷却装置14的外部空气的抽吸。通过容积式冷却装置14和表面冷却装 置15 二者，主要通过容积式冷却装置14执行冷却。这保证在热容积式冷却装置14、外部空气以及冷却的加压空气之间的热交换，导 致容积式冷却装置14以及在其内循环的或者通过热传导连接到其的油的需要的冷却。当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，飞行器速度增加并且外部空气温度降低。 因此，通过逐渐关闭由电子控制单元19控制的调节阀12b减少在压缩器处空气的收集，并 且首先通过由外部空气横向穿越的表面冷却装置15以及其次通过由自然地流入空气管道 20内的外部空气横向穿越的容积式冷却装置14来递增地执行冷却。阀12b的关闭(以及作为延伸，打开)被描述为逐渐的，但是也可以开或关方式控 制阀的关闭(以及作为延伸，打开)接下来，当飞行器处于稳定飞行中时，正常地通过容积式冷却装置14和表面冷却 装置15，主要通过表面冷却装置15来执行冷却，并且调节阀12b则保持关闭，由此消除了从 压缩器的空气收集并且因此减少了增加的燃料消耗，该增加的燃料消耗否则起因于该动力牵引。当空气管道20包括关闭装置30时，电子控制单元19在飞行阶段期间优选地将关 闭装置设定在关闭位置。在关闭位置中，关闭装置30限制气动阻力的冲击。在第二实施方式的变型中，当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19调节 所述油流调节阀以将油的流仅引到容积式冷却装置14。随后仅通过容积式冷却装置14执 行该油冷却(见图7b)。当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，电子控制单元19逐渐地调节油流调节阀 以将油的流引到表面冷却装置15。当飞行器处于稳定飞行中时，仅通过表面冷却装置15(图7c)执行冷却并且调节 阀12b随后保持关闭。
当空气管道20包括关闭装置30时，电子控制单元19在飞行阶段期间优选地将关 闭装置设定为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。第三实施方式在冷却装置的第三实施方式中，如在图8a_8d中示出的，冷却装置包括空气入口 11、调节阀12以及空气流股13，例如像在第一实施方式中描述的一样。冷却装置进一步包括如在第二实施方式中描述的空气入口 11b，调节阀12b以及 空气流股13b。有利地，空气流股1 在空气管道20处以喷射器结束，其将加压空气喷射进入到 空气管道20内。在该第三实施方式中，电子控制单元19根据不同的输入信息设定调节阀12和 12b。在操作中，当飞行器处于低速阶段时(图8b和图8c)，来自发电机的热排放非常大 并且飞行器速度低或者为零。在这些低速阶段期间，外部空气的流动低并且仅通过表面冷却装置15不足以冷却。电子控制单元19将两个调节阀12，12b中的一个设定为基本处于最大开度位置。 两个调节阀不能同时都处于打开位置。当电子控制单元19设定调节阀12处于打开位置以 及调节阀12b处于关闭位置时，由外部空气和在压缩器处收集的加压空气横向穿越容积式 冷却装置14。通过容积式冷却装置14和表面冷却装置15 二者，主要通过容积式冷却装置 14执行冷却。当电子控制单元19将调节阀12设定为处于关闭位置以及调节阀12b处于 打开位置时，在从容积式冷却装置14的出口处产生外部空气的抽吸。通过容积式冷却装置 14和表面冷却装置15 二者，主要通过容积式冷却装置14进行该油冷却。这保证在热容积式冷却装置14、外部空气以及冷却的加压空气之间的热交换，导 致容积式冷却装置14以及在其内循环的或者通过热传导连接到其的油的需要的冷却。当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，飞行器速度增加并且外部空气温度降低。 因此，通过逐渐关闭由电子控制单元19控制的调节阀12或12b减少在压缩器处空气的收 集。首先通过由外部空气横向穿越的表面冷却装置15以及其次通过由自然地流入空气管 道20的外部空气横向穿越的容积式冷却装置14来递增地执行该油冷却。阀12，12b的关闭(以及作为延伸，打开)被描述为逐渐的，但是也可以开或关方 式控制阀的关闭(以及作为延伸，打开)。接下来，当飞行器处于稳定飞行中时，正常地通过容积式冷却装置14和表面冷却 装置15，主要通过表面冷却装置15来执行冷却，并且调节阀12，12b随后保持关闭，由此消 除了从压缩器处的空气收集，并且因此减少了增加的燃料消耗，所述增加的燃料消耗否则 起因于该动力牵引。当空气管道20包括关闭装置30时，电子控制单元19在飞行阶段期间优选地将关 闭装置设置为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。在第三实施方式的变型中，当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19调节 所述油流调节阀以将油的流仅引到容积式冷却装置14。随后仅通过容积式冷却装置14执 行该油冷却(图8b和8c)。
当爬升前进并且朝向水平飞行发展时，电子控制单元19逐渐地调节油流调节阀 以将油的流引到表面冷却装置15。当飞行器处于稳定飞行中时，仅通过表面冷却装置15(图8d)执行冷却并且两个 调节阀12，12b随后保持关闭。当空气管道20包括关闭装置30时，电子控制单元19在飞行阶段期间优选地将关 闭装置设定为关闭位置。在关闭位置，关闭装置30限制气动阻力的冲击。在第三实施方式的另一变型中，如在图9a和9b中示出的，例如，利用空气入口 21 的关闭装置，空气管道20不朝向短舱10的前面打开，从而降低由于空气入口导致的气动阻 力。在该实施方式的变型中，在两个低速阶段或者处于飞行的期间，调节阀12b总是 处于关闭位置。在低速阶段期间，电子控制单元19将调节阀12设定为基本进入最大开度位置并 且加压冷空气流动通过空气管道20。容积式冷却装置14和表面冷却装置15处于操作中。当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19调节所述油流调节阀以将油的 流引到容积式冷却装置14。仅容积式冷却装置14处于操作中并且在压缩器处收集的加压 空气横向穿越该容积式冷却装置14(在图9a中示出)。当空气管道20进一步包括空气出口 22的关闭装置30时，所述关闭装置处于打开位置。在飞行阶段期间，电子控制单元19将调节阀12设定为关闭位置并且仅通过表面 冷却装置15执行油冷却。当冷却装置包括油流调节阀时，电子控制单元19调节所述油流调节阀，从而将油 的流引到表面冷却装置15。仅表面冷却装置15处于操作中并且外部空气横向穿越该表面 冷却装置15 (图％)。当空气管道20包括空气出口 22的关闭装置30时，所述关闭装置30优选地处于 关闭位置。本发明的范围不限于以上作为示例考虑的实施方式的形式细节，而是相反延伸到 本领域技术人员实施的变型。本发明是以桨扇式推进器的情况而描述的，但是本发明也可应用于涡轮风扇式推 进器。从说明书中显而易见，冷却装置允许发动机部件在所有阶段、低速和飞行中都被 冷却。在低速阶段期间和处于飞行期间，控制调节阀12，12b的打开和关闭的事实允许 在压缩器上的动力牵引被控制，以随时可能减少该动力牵引，这种减少转变成降低消耗。
权利要求
1.飞行器推进器(1)，包括安置在短舱(10)中的涡轮机(8)和能够被热流体横向 穿越的冷却器(45)，所述热流体通过与所述冷却器外部的冷空气的热交换被冷却，所述推 进器(1)包括空气流股(13，1北)，所述空气流股(13，13b)能够将加压空气朝向空气管道 (20)引导，所述空气管道(20)实施在所述短舱(10)的外壁(6)和内壁(60)之间，所述冷 却器(45)包括-容积式冷却装置(14)，所述容积式冷却装置(14)定位在所述空气管道00)中，-表面冷却装置(15)，所述表面冷却装置(1 与所述容积式冷却装置不相连并且布置 在所述飞行器的外壁上，其中，所述空气管道00)包括大致布置在所述飞行器(1)短舱(10)前面的空气入口 01)。
2.根据权利要求1的飞行器推进器，其中-所述表面冷却装置(1 定尺寸为使得在预选择的环境条件及速度条件之内，当所述 飞行器处于飞行中时，通过自身足以保证所需的冷却，-所述容积式冷却装置(14)定尺寸为使得在预选择的环境条件之内，当所述飞行器处 于低速度或者速度为零时，通过自身足以保证所需的冷却。
3.根据前述权利要求中任一项的飞行器推进器，其中，加压空气入口(11)布置在所述 涡轮机(8)的空气压缩器的第一级处，并且所述相关的空气流股(1 出现在所述容积式冷 却装置(14)的上游。
4.根据权利要求1到2之一的飞行器推进器，其中，加压空气入口(lib)定位在所述涡 轮机(8)的空气压缩器的下游，并且所述相关的空气流股(13b)出现在所述容积式冷却装 置(14)的下游。
5.根据权利要求4的飞行器推进器，其中，所述空气流股(13b)在所述空气管道00) 处包括喷射器，所述喷射器喷射加压空气进入所述空气管道内。
6.根据权利要求1到2之一的飞行器推进器，包括两个空气流股(13，13b)和与每个 流股相关联的阀(12,1 )，空气流股(13)出现在所述冷却器(14)的上游，以及空气流股 (13b)出现在所述冷却器的下游，所述阀(12，12b)根据一个空气流股或者另一个空气流股 控制加压空气的进入。
7.根据前述权利要求中任一项的飞行器推进器，其中，所述表面冷却装置(1 安装在 所述短舱(10)的外壁(6)处或者安装在所述推进器的安装挂架(100)的外壁(101)处。
8.根据前述权利要求中任一项的飞行器推进器，其中，所述表面冷却装置(1 是一组 翅片，所述一组翅片从所述外壁(6，101)延伸并且当所述飞行器在地面上时主要平行于气 流的方向指向。
9.飞行器，其包括根据前述权利要求中任一项的推进器。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器推进器(1)，包括安置在短舱(10)中的涡轮机(8)和能够被热流体横向穿越的冷却器(45)，所述热流体通过与冷却器外部的冷空气的热交换被冷却。推进器(1)包括空气流股(13，13b)，它们能够将加压空气朝向空气管道(20)引导，空气管道(20)实施在短舱(10)的外壁(6)和内壁(60)之间。冷却器(45)包括容积式冷却装置(14)，容积式冷却装置(14)定位在空气管道(20)中；以及表面冷却装置(15)，表面冷却装置(15)与所述容积式冷却装置不相连并且定位在飞行器的外壁(6，101)上。
文档编号B64D33/08GK102139764SQ20111003143
公开日2011年8月3日 申请日期2011年1月26日 优先权日2010年1月26日
发明者克里斯泰勒·林若诺, 皮埃尔·纪尧姆 申请人:空中客车营运有限公司