用于BLI风扇的热管理装置及包含其的推进系统的制作方法

用于bli风扇的热管理装置及包含其的推进系统
技术领域
1.本发明涉及航空领域，特别涉及一种用于bli风扇的热管理装置及包含其的推进系统。


背景技术：

2.国际民航组织和相关科研机构对未来飞行器的油耗、环保等指标要求越来越严苛，根据报道，nasa和欧盟希望截止在2035年期间飞行器的油耗降低70％，而基于常规燃油构型的航空发动机已无法达到这一要求。近年来，欧美航空行业先进公司分别从飞机构型和能源使用方式等新角度出发，提出了新型气动布局和使用新能源的推进机身概念。在这些新型飞机构型中，飞机尾部装有附面层吸入电动风扇(boundary layer ingestion fan，简称bli风扇，下同)的附面层吸入式推进系统目前成为研究热点。由于bli风扇的附面层吸除作用，同时相当于间接增加了传统燃气涡轮发动机的涵道比，相比同等技术条件下的普通飞行器构型，装有bli尾部风扇的飞机构型能够节省大约9～14％的燃油消耗，能源转化效率非常可观。
3.该构型的基本思想是在传统飞机尾部加入一个风扇，通常由常规燃气涡轮发动机工作产生的电力直接驱动。一方面，尾部风扇能够将机身表面由于受到粘性作用而逐渐累积的气体附面层有效地吸入，从而减少机体附面层积聚，有效降低飞行器的阻力，最终达到降低航程油耗的目的。另一方面，bli风扇也提供大约20％～30％的推力，因此在飞机总推力需求不变的情况下，常规燃气涡轮发动机的推力需求减小，因此其风扇直径也可以缩小，更容易满足短舱最大直径下的尺寸约束限制。
4.虽然bli风扇能够可观地降低油耗，但是在工程应用中，bli风扇仍然具有一定的改善空间。由于在上游受到机体和垂直尾翼附面层的干扰，bli风扇的进口气流将持续存在着径向畸变和部分区域的附面层低能流体。根据有关资料评估显示，尾部bli风扇的效率相比均匀进气条件的情况下降大约4％。


技术实现要素：

5.本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中bli风扇的进口气流存在径向畸变、部分区域存在附面层低能流体的缺陷，提供一种用于bli风扇的热管理装置及包含其的推进系统。
6.本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：
7.一种用于bli风扇的热管理装置，所述bli风扇由电机驱动，所述bli风扇和所述电机位于短舱内部，所述热管理装置包括热管，所述热管的一端与所述电机相连，所述热管的另一端与所述短舱的外侧表面和/或所述bli风扇进气口外侧表面相连。
8.在本发明中，采用上述结构形式，通过热管将电机驱动bli风扇时产生的热量传导至短舱的外侧表面和/或bli风扇进气口外侧表面，既能够满足bli风扇工作时的散热需求，又能够对短舱的外侧表面和/或bli风扇进气口外侧表面进行预热，从而使与其接触的附面
层气体升温、动能增加，减少附面层气动厚度，减小短舱气动阻力，提高bli风扇气动效率。
9.较佳地，所述热管包括短舱热管，所述短舱热管与所述短舱的外侧表面相连。
10.在本发明中，采用上述结构形式，单独设置短舱热管，使电机的热量能够直接传导至短舱的外侧表面，并对其进行加热。
11.较佳地，所述短舱内还包括bli风扇进气口支板，所述bli风扇进气口支板用于连接所述电机与所述短舱的外壁，所述短舱热管穿设于所述bli风扇进气口支板内。
12.在本发明中，采用上述结构形式，将短舱热管从bli风扇进气口支板内部穿至短舱的外壁，使热管不与外界空气接触，保证短舱热管始终具有较好的传热效果。
13.较佳地，所述热管包括风扇进口热管，所述风扇进气口热管与所述bli风扇进气口外侧表面相连。
14.在本发明中，采用上述结构形式，单独设置风扇进口热管，使电机的热量能够直接传导至bli风扇进气口外侧表面，并对其进行加热。
15.较佳地，所述短舱内还包括bli风扇内机匣，所述bli风扇内机匣用于包容所述电机与所述bli风扇的一部分，所述风扇进口热管位于所述bli风扇内机匣的内部。
16.在本发明中，采用上述结构形式，将风扇进口热管从bli风扇内机匣的内部穿至bli风扇进气口外侧表面，使热管不与外界空气接触，保证风扇进口热管始终具有较好的传热效果。
17.一种推进系统，其包括bli风扇，所述推进系统还包括如上所述的用于bli风扇的热管理装置。
18.较佳地，所述bli风扇位于飞机的尾部，并与所述飞机的机身相连。
19.在本发明中，采用上述结构形式，将bli风扇设置于飞机的尾部并与飞机机身相连，使其能够吸入机身表面的附面层，达到较高的工作效率。
20.较佳地，所述bli风扇产生的推力占所述推进系统总推力的10～25％。
21.在本发明中，采用上述结构形式，使位于尾部的bli风扇所产生的推力能够与其他动力装置产生的推力相平衡，同时保证了一定的附面层吸入效果。
22.较佳地，所述推进系统包括涡轮发动机，所述涡轮发动机的转轴通过减速齿轮箱与发电机相连，所述发电机通过电缆线与所述电机相连。
23.在本发明中，采用上述结构形式，利用涡轮发动机的动能产生电能，再使用电缆线驱动电机工作，既无需在飞机的尾部额外设置其他动力装置来驱动bli风扇，也无需额外设置为电机供电的电力系统，达到了简化结构的目的。
24.一种飞机，其包含如上所述的推进系统。
25.本发明的积极进步效果在于：该用于bli风扇的热管理装置及包含其的推进系统通过热管将电机驱动bli风扇时产生的热量传导至短舱的外侧表面和/或bli风扇进气口外侧表面，既能够满足bli风扇工作时的散热需求，又能够对短舱的外侧表面和/或bli风扇进气口外侧表面进行预热，从而使与其接触的附面层气体升温、动能增加，减少附面层气动厚度，减小短舱气动阻力，提高bli风扇气动效率。
附图说明
26.图1为本发明较佳实施例中的飞机的推进系统的整体结构示意图。
27.图2为本发明较佳实施例中的飞机的推进系统中bli风扇模块的剖视图。
28.附图标记说明：
29.机身1
30.推进系统100
31.右涡轮发动机2
32.右发电机3
33.左涡轮发动机4
34.左发电机5
35.右电缆线6
36.左电缆线7
37.bli风扇模块800
38.bli风扇进气口支板801
39.电机802
40.bli风扇叶片803
41.bli风扇叶盘804
42.转轴805
43.风扇进口热管806
44.bli风扇进气口外侧表面807
45.短舱热管808
46.bli风扇短舱外侧表面809
47.bli风扇短舱810
48.bli风扇内机匣811
具体实施方式
49.下面通过实施例的方式进一步说明本发明，但并不因此将本发明限制在所述的实施例范围之中。
50.如图1-2所示，本实施例提供一种飞机上的推进系统100。推进系统包括分别设置于左右机翼的右涡轮发动机2、左涡轮发动机4、分别与左右涡轮发动机对应的右发电机3、左发电机5以及位于飞机尾部的bli风扇模块800。
51.在本实施例中，bli风扇模块800位于尾翼附近并且与飞机的机身1相连。bli风扇模块800主要由bli风扇短舱810、位于bli风扇短舱810内部的bli风扇本体、驱动bli风扇本体转动的电机802以及bli风扇短舱810内部的热管理装置组成。
52.如图2所示，bli风扇本体又可分为bli风扇叶盘804和bli风扇叶片803，bli风扇叶盘804与电机802的转轴805连接。
53.如图1-2所示，bli风扇模块800内部的热管理装置包括多个热管，热管的一端均与电机802相连，而热管的另一端分别与bli风扇短舱外侧表面809和bli风扇进气口外侧表面807相连。具体地，在本实施例中，根据热管连接的位置不同，将其分为短舱热管808和风扇进口热管806。
54.对于本实施例中的短舱热管808而言，短舱热管808将电机802与bli风扇短舱外侧
表面809相连。当电机802工作时，电机802驱动bli风扇本体高速旋转，在此过程中不断升温。而bli风扇短舱外侧表面809则与高空气流直接接触，并在其表面形成附面层，相对来说温度较低。经由短舱热管808的导热作用，能够将高温的电机802中的热量传导至低温的bli风扇短舱外侧表面809。而升温后的bli风扇短舱外侧表面809能够对其表面的附面层空气进行加热，减少附面层气动厚度，减小短舱气动阻力，提高bli风扇模块800的气动效率。
55.本领域技术人员应当理解，本实施例中的方案是同时满足电机802散热需求和飞机外表面加热需求的较佳的实施方式，本发明并不仅仅是满足散热需求的优选方案，而是能够同时提高电机802散热效果和bli风扇模块800气动效率的技术方案。
56.为了获得更好的导热效果，在本实施例中，短舱热管808位于bli风扇进气口支板801内部。具体地，bli风扇进气口支板801用于连接电机802与bli风扇短舱810，短舱热管808穿设于bli风扇进气口支板801内，并且不与外界空气直接接触。
57.对于本实施例中的风扇进口热管806而言，风扇进口热管806将电机802与bli风扇进气口外侧表面807相连。由于风扇进口热管806的工作原理大致与短舱热管808相同，类似的部分在此不再赘述。bli风扇进气口外侧表面807被加热后，bli风扇叶盘804根部的气流流动得到改善，整个bli风扇模块800的气动效率就会提高。
58.两者最显著的区别之处在于，风扇进口热管806位于bli风扇内机匣811的内部，虽然风扇进口热管806具有裸露于空气的部分，但由于电机802与bli风扇进气口外侧表面807距离较近，热损失较小，受到的影响暂且忽略。
59.如果将本发明中的热管理装置应用于其他结构形式的风扇进气口，可能会导致风扇进口热管806的长度增加。此时若无法保证其导热效果，可以在风扇进口热管806的表面增加隔热层，例如覆盖隔热材料或增加隔热涂层，以获得更好的导热效果。
60.在本实施例中，涡轮发动机通过传动机构与发电机相连。具体地，在本实施例中，常规涡轮发动机结构中的低压轴或高压轴通过减速齿轮箱与发电机相连，经过传动后均可作为发电机的动子部分。发电机将动能转化为电能之后，又分别通过右电缆线6和左电缆线7与电机802相连。当左右涡轮发动机处于工作状态时，左右发电机能够通过左右电缆线向电机802持续供电以驱动bli风扇本体转动。
61.如图1-2所示，本实施例中的bli风扇模块800整体产生的推力，占推进系统100总推力的10～25％。
62.具体地，在本实施例中，随着涡轮发动机的工作状态的变化，bli风扇模块800整体产生的推力占推进系统100总推力的比例会稍作浮动，但始终位于10～25％这一区间内，而推进系统100总推力的其他部分由涡轮发动机直接提供。
63.在本实施例中，经过理论分析结合实验数据验证，bli风扇模块800整体产生的推力占推进系统100总推力的比例与推进系统100整体的推力表现相关。当该比例过小时，bli风扇模块800的附面层吸入效果并不显著，其工作效率较低；而当该比例过大时，一方面由于bli风扇模块800位于飞机尾部，整体受力并不平衡，另一方面由于bli风扇的动力终究由涡轮发动机提供，在转化为电能的过程中难免发生损耗，bli风扇模块800整体产生的推力占推进系统100总推力的比例越大，则损耗的能量所占比例则越大。因此，有必要将bli风扇模块800整体产生的推力占推进系统100总推力的比例控制在一个合理的范围内。
64.虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这仅
是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。