[发明专利]热交换器

说明书

本申请涉及一种热交换器。提供了一种可以用在发动机中、例如飞行器或轨道运载火箭的交通工具发动机中的热交换器(52)。该热交换器(52)可以被配置成总体上滚筒形、具有多个螺旋区段(108)，每个螺旋区段容纳多个小直径导管(120)。这些螺旋区段可以在彼此内侧成螺旋。该热交换器可以包括具有多个相互轴向间隔开的箍支撑件的支撑结构、并且可以结合有中间集管(440)。该热交换器可以结合有用来防止该热交换器由于形成霜冻或冰而被堵塞的甲醇或其他防冻剂的再循环。

本申请是申请日为2014年10月10日，申请号为201480057326.6，发明名称为“热交换器”的申请的分案申请。

相关申请的交叉引用

本申请根据35 U.S.C.§119(a)要求于2013年10月11日在英国提交的以下申请的优先权，以下申请各自的内容通过援引并入本文：GB 1318098.9、GB 1318109.4、GB1318100.3、GB 1318107.8、GB 1318099.7，并且根据35 U.S.C.§§120和365要求于2014年6月5日提交的并且也通过援引并入本文的美国专利申请号14/296603的优先权以及在先申请日权益。

发明领域

本发明涉及例如可以用在航空航天应用或工业应用或其他应用中的类型的热交换器。本发明还涉及包括此类热交换器的发动机，例如飞行器发动机或航空航天用发动机并且涉及包括此类热交换器或发动机的飞行器。

发明背景

GB-A-2241319披露了一种具有相互嵌套的螺旋导管区段的热交换器。在设备末端处，入口歧管位于一个壁上并且出口歧管位于另一个壁上。然而，建造此类将经受显著温度变化并且处于能够承受在某些热交换器中、例如使用在可再使用交通工具中时所希望的众多循环的形式的热交换器是困难的。

并且，由于显著的气流经过热交换器而径向地流过这些导管，所以气流在导管上的阻力对导管产生了高的径向力并且这些导管难以支持和持续很长的时间。另外，热交换器具有相当有限的循环功能，并且难以将热交换器配置成使之容纳在发动机中并且提供具有低重量和低压降的系统。还有，为了实现足够的性能，已经证明有必要设计在大气空气进入此类热交换器下游的压缩区段之前将大气空气冷却到低于0℃的温度的循环。这不幸地可能非常容易地因为在包括该热交换器来进行空气冷却的交通工具可能起飞的低层大气中通常存在显著量的水蒸气而导致该热交换器非常快速地被冰堵塞，从而使整个交通工具不可用。已经证明这是一个异常困难的问题，这个问题已经被关注了很多年并且一直显著妨碍了能够提供可以用相对经济的水平起飞吸气模式运行的、并且要么以此模式继续(例如旨在能够将三百乘客在月4.6小时内以大致马赫数为5的巡航模式从比利时布鲁塞尔输送至澳大利亚悉尼的LAPCAT交通工具)、要么切换(像SKYLON交通工具)至火箭模式从而离开大气层进入轨道中的可再使用交通工具。

GB-A-2241537披露了一种航空推进系统的空气进气管，包括用于冷却进入空气的第一热交换器、在该第一热交换器下游的水分离器、在该水分离器下游的液态氧注入器、以及在该液态氧注入器下游的第二热交换器。该注入器降低气流温度，使得在该水分离器下游的气流中剩余的水被转换成小的干的冰晶体。该结构需要使用两个完全分开的热交换器并且在沿着这两个热交换器之间的输送管的流动路径中占据非常大的轴向距离。并且，使用液态氧来将流动的温度从5℃与13℃之间降低至零下50℃或更低，使得需要使用大量的液态氧来冷却在已经存在可以在下游在该推进系统中使用的含氧空气的输送管中的空气。

概述

根据第一方面提供了一种热交换器，该热交换器具有供第一流体流动的至少一个第一管道区段，该第一流体与在经过该至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，以及，支撑该至少一个第一管道区段的支撑件，其中该至少一个管道区段在第一位置处安装到该支撑件上，并且其中该至少一个管道区段在其上的第二位置处是可相对于该支撑件响应于热变化而移动的。

可选地，该至少一个第一管道区段包括多个导管以用于进行热交换。