[发明专利]用于冷却飞行器涡轮喷气发动机的系统

说明书

本发明涉及一种用于冷却飞行器涡轮喷气发动机的冷却系统(10，10'，10”，10”'，100，100')，所述冷却系统包括：‑至少一个第一交换器(12)，称为热源交换器，在涡轮喷气发动机的传热流体(C)和润滑剂(H)之间交换，‑至少一个第二交换器(14)，称为冷源交换器，在传热流体(C)和空气之间交换，以及‑循环管(15)，用于在闭合回路中循环传热流体(C)，冷却系统包括至少一个调节装置(22，22'，22”，22'a，22'b，36，36')，用于调节从润滑剂吸取的热量，调节装置由调节装置的控制模块(17'，24，24a，24b)控制，控制模块用于接收根据不同飞行阶段的信息(I)。

技术领域

本发明涉及用于冷却飞行器涡轮喷气发动机的系统的领域。

背景技术

飞行器由一个或多个推进单元推进，每个推进单元包括容纳在短舱内的涡轮喷气发动机。每个推进单元通过挂架连接到飞行器，该挂架通常位于机翼下方或上方或者位于飞行器机身的高度处。

涡轮喷气发动机也可以被称为发动机。在以下描述中，术语发动机和涡轮喷气发动机将可互换地使用。

短舱通常具有管状结构，该管状结构包括上游段、中间段、下游段，上游段包括涡轮喷气发动机上游的进气道，中间段用于围绕涡轮喷气发动机的风扇，下游段可容纳推力反向装置并围绕涡轮喷气发动机的燃烧室，并且短舱通常终止于喷嘴，喷嘴的出口位于涡轮喷气发动机的下游。

此外，短舱通常包括外部结构和内部固定结构(IFS)，该外部结构包括固定部分和可动部分(推力反向装置)，该内部固定结构与外部结构同心。内部固定结构在风扇的后部围绕涡轮喷气发动机的核心。这些外部和内部结构限定了环形流动路径，也称为副流动路径，用于引导在涡轮喷气发动机外部循环的所谓的副冷气流。

外部结构包括限定外部空气动力学表面的外部整流罩和限定内部空气动力学表面的内部整流罩，内部整流罩和外部整流罩通过形成进气道唇缘的前缘壁在上游连接。

通常，涡轮喷气发动机包括一组叶片(压缩机和可能的无涵道风扇或螺旋桨)，该组叶片由燃气发生器通过一组传动装置驱动旋转。

涡轮喷气发动机的控制器部件，称为EEC(发动机电子控制器)或FADEC(全权限数字式发动机控制器)，允许在飞行器的不同飞行阶段控制发动机。

飞行器的不同飞行阶段包括在地面上滑行(滑行)、起飞前加速、起飞或中止起飞、爬升、巡航、下降、进场、着陆、中止着陆和具有推力反向的制动。

在涡轮喷气发动机中设置润滑剂分配系统，以确保这些传动装置的适当润滑并使它们冷却。润滑剂由油组成。在以下描述中，术语润滑剂和油将可互换地使用。

包括热交换器的冷却系统允许冷却润滑剂。

存在包括空气/油交换器的冷却系统，该空气/油交换器使用在短舱的副流动路径中或在第一压缩机级之一中取样的冷空气来冷却涡轮喷气发动机的油。这种交换器是翅片式交换器。它包括在冷空气流中的翅片，该翅片干扰空气流在副流动路径中或在压缩机中的流动，这导致压降(阻力)，并且因此导致在燃料消耗(FB(燃料燃烧)参数)方面的飞行器性能损失。

还存在包括空气/油交换器的冷却系统，该空气/油交换器通过设置在短舱的外整流罩上的通气口使用从短舱外部采样的冷空气，冷空气被引导循环通过交换器，并且一旦通过在设置成与短舱的外部结构的壁接触(例如在进气道唇缘的高度处)的管道中循环被润滑剂加热，该冷空气可以用于对短舱除冰。这种冷却系统允许更好地控制交换的热能，但是短舱的外整流罩中的通气口的存在导致空气动力学性能的损失，与翅片式交换器的方式相同，并且因此导致飞行器在燃料消耗(FB(燃料燃烧)参数)方面的性能的损失。

这种冷却系统将允许根据涡轮喷气发动机的需要来冷却涡轮喷气发动机，该需要可以根据不同的飞行阶段而变化。

发明内容