[发明专利]涡轮发动机推进单元的流体冷却装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空设备领域，具体是热耗散系统，更具体地说是具有涡轮发动机的飞行器推进器的热耗散器。

大量的飞行器推进器包括涡轮发动机，例如桨扇式推进器，其中所述涡轮发动机驱动两个反向旋转的旋翼。

在所述推进器中，变速箱(在涡轮发动机轴和旋翼之间传动)将涡轮发动机产生的机械能传送至旋翼。

虽然具有较高的效率，该变速箱将该推进器产生的一部分能量通过摩擦转化为热量，该热量被特别地传送至变速箱中的润滑剂中。

另外，涡轮发动机自身主要由机械摩擦产生大量的热耗散，其途径是通过润滑剂。

背景技术

这些热应当向外部环境耗散以便冷却桨扇。

已经发展了多种执行冷却的方案。

第一种方案，其与涡轮风扇发动机的现有技术非常类似(例如参见专利FR2006/0052654)，其包括在压缩步骤中抽取空气(低压使得温度不致过高)，在该空气流中设置空气/油交换器，以及设置空气调节阀，使得空气以与短舱外表面相切的方式排出以补偿一部分推力。在设计的热量值(例如热天的地面)上，阀完全打开，尽管飞行器不动，但仍提供空气交换。在飞行中，为了减小其对性能的影响，空气阀部分打开以适应空气流速。该方式的主要缺陷如下：

-抽取空气对电机性能造成的巨大影响(给涡轮发动机定尺寸时应考虑该流速损失)；

-在螺旋桨上游及离散位置(非环状)空气喷射的噪音影响；

-短舱外动态气流被扭曲造成螺旋桨效率降低。

发明内容

因此，本发明的目的在于提出一种涡轮发动机的冷却装置，该装置不具有上述缺陷，能保证在地面和飞行中充分冷却，同时减小飞行阶段中空气动力学的影响。

本发明的第二个目的在于减小体积，本发明特别应当使用在推进器短舱内。

为此，本发明涉及桨扇式飞行器的推进器的流体冷却装置，所述推进器包括驱动至少一个旋翼旋转的涡轮发动机，所述涡轮发动机被从空气入口供应外部空气，该涡轮发动机包括具有至少两级的压缩机，且在其工作期间使润滑剂被加热。

所述流体冷却装置包括压缩空气入口，将压缩空气引导至体积冷却器或表面冷却器的空气通道，和将润滑剂热量传送至体积冷却器/表面冷却器的装置。

所述体积冷却器/表面冷却器包括：

配备有多个冷却剂的管道的矩阵体，所述管道从称为内表面的第一表面延伸至所述矩阵体的称为外表面的第二表面，使得可以被起到冷却剂的作用的压缩空气穿过。

翅片组，所述翅片组从矩阵体的外表面延伸至推进器外部，并在飞行中取向为基本平行于气流的方向。

也就是说，体积冷却器/表面冷却器有两种可能的工作模式：一种是利用与矩阵体的管道中的冷却剂接触的大的表面的体积换热，另一种是通过翅片的表面换热。

在此情况下，优选的是在预选环境条件下，矩形体被定尺寸为当飞行器处于无速或低速状态时足以独立保证达到需要的冷却效果；且在预定的环境条件及速度下，翅片被定尺寸为在飞行器的飞行状态下，足以独立保证达到需要的冷却效果。

所述翅片保证了两种功能。

实际上，冷却器的翅片如同表面换热器，其功能与包括矩阵体的部分不同，该矩阵体被大量管道穿过。

另一方面，这些翅片同时也有助于保护冷却器的矩阵体免于物体冲击。

优选的是，冷却器的矩阵体形成推进器的外蒙皮的一部分。

实际上，这种设置不再需要来自矩阵体的出口的空气通道，且也减小了该装置的体积。另外，众所周知的是，飞行中空气流垂直于矩阵体的管道，受到矩阵体外表面的干扰较少，而其引发的载荷损失相对于带来的简化来说可忽略不计。

根据优选的实施例，压缩空气入口被设置在空气压缩机第一级或第二级的下游。

冷却装置可选择地包括大致设置于推进器前部的附加空气入口。

所述设置允许提供环境温度下的压缩空气源，所述空气必须吸收存在于涡轮发动机润滑剂中的热量。

根据以下一起实施的不同的最终装置：

-矩阵体包括限定管道的多个薄片，

-矩阵体的管道取向为基本垂直于矩阵体的外表面。

为了控制冷却模式，冷却装置包括控制通过冷却器的矩阵体的管道的压缩气流的装置。

其目的是为了控制冷却器在体积换热模式和表面换热模式之间。

本发明还涉及包括本发明的装置的飞行器。