飞行器推进组件的可缩回的气-油热交换器的制作方法
1.本发明涉及涡扇发动机飞行器推进组件的领域。
2.本发明更具体说是涉及一种旨在利用推进系统的次级流的冷空气来冷却热流体(例如在推进组件的润滑回路中循环的燃油)的热交换器。
现有技术
3.文献ep 2 336 525 a1描述了一种名为“acoc”(表示“风冷式油冷却器”)的气-油式热交换器。该热交换器在推进组件的次级流路中径向地延伸，以便与次级冷空气流交叉，并且因此冷却用于润滑该推进组件的发动机部件的燃油。
4.这种热交换器在次级流路中形成气动不连续性，这导致在所有的飞行阶段中出现奇异压降。
5.文献us 2017/0159490 a1描述了一种容纳在内部机舱结构中的热交换器，所述机舱结构包括用于将一部分次级流输送至热交换器的自流式冷却系统。
6.这种自流式冷却系统可以减少起飞阶段的奇异压降，但是在巡航阶段会产生显著的奇异压降。
技术实现要素：
7.本发明旨在提供一种具有热交换器的推进组件机舱，所述热交换器能够在限制奇异压降的同时使用次级流有效地冷却流体。
8.为此，本发明的主题涉及一种涡扇发动机飞行器推进组件的机舱，其包括内部结构、外部结构和热交换器，内部结构和外部结构在二者之间径向地界定一用于使旨在形成次级流的第一流体流动的导管，热交换器包括外机罩和传输模块，传输模块包括用于使第二流体循环的回路，热交换器连接到内部结构和外部结构之一，以便能够将热量从第二流体传输到第一流体。
9.根据本发明，该机舱包括致动器，所述致动器被构造成使热交换器的外机罩和传输模块在以下之间位移：
[0010]-缩回位置，其中，传输模块被接收在热交换器所连接到的内部或外部结构的壳体中，并且其中，外机罩密封该壳体的开口，以便重构流体导管的界定表面，
[0011]-展开位置，其中，传输模块延伸到流体导管内，以便能够由次级流的一部分横过，并且因此将热量从第二流体传输到第一流体。
[0012]
当需要冷却第二流体时并且仅在这种情况下，这种机舱可以使热交换器的传输模块接触第一流体。
[0013]
当不需要这种冷却时，其收缩可以限制或甚至取消其可能产生的奇异压降。奇异压降的减少或消除一方面是由于热交换器的同样缩回，另一方面是由于外机罩的几何形状，因为后者被设计成重构流体导管的界定表面。
[0014]
换句话说，在缩回位置，热交换器被布置成避免在流体导管中产生可能干扰在该
导管中循环的次级流的事故。
[0015]
流体导管的气动连续性更具体地是由于外机罩重构流体导管的界定表面，也就是说，是由于该外机罩与所述界定表面的部分齐平，所述界定表面的部分与由外机罩本身构成的该表面的部分相邻。外机罩的这种构造特别地可以限制或防止将第一流体的一部分引入到传输模块的壳体内。
[0016]
这导致显著地减少奇异压降，并且全面地改进推进系统在包括起飞和巡航阶段的所有飞行阶段中的性能。
[0017]
优选地，致动器被构造成通过径向平移在缩回位置和展开位置之间移动热交换器的外机罩和传输模块。
[0018]
在一个实施例中，热交换器包括内壁，传输模块在内壁和外机罩之间径向地延伸，热交换器的内壁被构造成密封热交换器所连接到的内部或外部结构的壳体的所述开口，以便在热交换器处于展开位置时重构流体导管的所述界定表面。
[0019]
由于外机罩和传输模块径向地延伸到流体导管内，处于展开位置的热交换器自然地在流体导管内引入气动不连续性。
[0020]
然而，由于以与处于展开位置的外机罩相同的方式，内壁的构造与该界定表面的相邻部分齐平，并且防止或限制将一部分第一流体引入传输模块的壳体内，因此减少了所产生的奇异压降。
[0021]
热交换器的外机罩和/或内壁的几何形状优选地被构造成与热交换器所连接到的内部或外部结构一起限定流体导管的界定表面，所述界定表面至少在机舱的纵向中心平面中具有曲率。
[0022]
因此，热交换器的外机罩可包括沿中间纵向平面具有单曲率或双曲率的表面。
[0023]
同样，热交换器的内壁可包括沿中间纵向平面具有单曲率或双曲率的表面。
[0024]
在一个实施例中，热交换器包括一连接用于使第二流体循环的回路的构件，该构件被构造成将该循环回路连接到推进组件的润滑回路。
[0025]
机舱优选地包括一用于检测和/或评估至少一个参数(例如第二流体的温度)的构件，以及一方面连接到该构件和另一方面连接到致动器以便能够根据所述至少一个参数使外机罩和传输模块位移的控制模块。
[0026]
在一个实施例中，热交换器的外机罩可包括一被构造成使一部分所述第二流体在该外机罩中循环的空腔。
[0027]
这种空腔在外机罩中的存在可以增加总热交换表面。
[0028]
例如，该空腔可连接到传输模块的所述回路，从而与其一起形成公共回路。
[0029]
优选地，当热交换器处于缩回位置时，外机罩的空腔可被构造成在第一流体和第二流体之间进行热交换。
[0030]
本发明还涉及一种飞行器的推进组件，所述推进组件包括如上所限定的机舱，以及涉及一种包括这种推进组件的飞行器。
[0031]
本发明还涉及一种如上所限定的机舱的热交换器的制造方法。
[0032]
根据本发明，该方法包括热交换器的外机罩的增材制造步骤。
[0033]
外机罩的增材制造可以优化其相对于热交换器的传输模块壳体的几何结构，以便在热交换器处于缩回位置时，减少在外机罩和热交换器连接到的机舱的内部或外部结构之
间的不连续性。
[0034]
优选地，该方法还包括热交换器的内壁的增材制造步骤。
[0035]
内壁的增材制造可以优化其相对于热交换器的传输模块壳体的开口的几何形状，以便在热交换器处于展开位置时，减少在内壁和热交换器所连接到的机舱的内部或外部结构之间的不连续性。
[0036]
当然，本发明还涉及一种全部或部分热交换器的增材制造方法，包括例如外机罩、内壁和传输模块的增材制造步骤。
[0037]
本发明还涉及一种如上所限定的机舱的制造方法，其实施这种制造热交换器的方法。
[0038]
在阅读以下详细的非限制性描述后，本发明的其他优点和特征将显而易见。
附图说明
[0039]
以下详细说明涉及附图，其中：
[0040]
图1是沿根据本发明第一实施例的飞行器推进组件的轴向截面的示意性半视图，所述飞行器推进组件包括连接到推进组件的内部结构的热交换器，所述热交换器处于缩回位置；
[0041]
图2是沿图1的推进组件的轴向截面的半视图，其中，热交换器处于展开位置；
[0042]
图3是沿根据本发明第二实施例的飞行器推进组件的轴向截面的示意性半视图，所述飞行器推进组件包括连接到推进组件的外部结构的热交换器，所述热交换器处于缩回位置；
[0043]
图4是沿图3的推进组件的轴向截面的半视图，其中，热交换器处于展开位置。
具体实施方式
[0044]
一飞行器推进单元1显示在图1中，其包括由机舱3导流的涡轮发动机2。在本示例中，涡轮发动机2是一种涡扇发动机和双轴涡轮喷气发动机。
[0045]
随后，相对于在推进该推进组件1时通过推进组件1的气流方向d1限定了术语“上游”和“下游”。
[0046]
涡轮喷气发动机2具有纵向中心轴a1，涡轮喷气发动机2的不同部件在所述纵向中心轴a1附近延伸，在这种情况下从上游至下游为风机4、低压压缩机5、高压压缩机6、燃烧室7、高压涡轮8和低压涡轮9。压缩机5和6、燃烧室7以及涡轮8和9构成气体发生器。
[0047]
在涡轮喷气发动机2的运行过程中，气流10经由机舱3上游的进气口进入推进组件1，并穿过风机4。在风机4的下游，该气流10的一部分在称为“主流路”的空间11a中渗透气体发生器，以便形成穿过气体发生器的初级流10a。气流10的另一部分在环绕气体发生器的导管11b中继续其轨迹，以便形成次级流10b。导管11b称为“次级流路”。
[0048]
机舱3更具体地包括一形成气体发生器的内整流罩的内部结构21，一形成推进组件1的外整流罩的外部结构22。机舱3的内部结构21和外部结构22在二者之间径向地界定所述次级流路11b。
[0049]
因此，这种架构可以产生双重流，其一方面包括在初级流路径11a中达到相对很高温度的初级流10a，另一方面包括在次级流路11b中温度保持相对较低的次级流10b。
[0050]
以本身已知的方式，涡轮喷气发动机2包括润滑回路(未表示)，例如燃油的流体在其中循环，以冷却和/或润滑涡轮喷气发动机2中的机械部件(未表示)。
[0051]
本发明更具体地涉及一种热交换器25，其在本示例中可以冷却在润滑回路中循环的燃油。
[0052]
除非另有说明，以下描述涉及图1和图2的实施例。
[0053]
热交换器25被构造成能够放置在如图1所示的缩回位置或如图2所示的延伸位置。
[0054]
通常，热交换器25包括外机罩26、内壁27，以及在外机罩26和内壁27之间径向地延伸的传输模块28。
[0055]
在本示例中，外机罩26和内壁27每个都形成具有连续表面的固体结构。
[0056]
传输模块28包括循环回路(未表示)，涡轮喷气发动机2的润滑回路连接到所述回路，使得更通常地形成热传输流体的冷却和/或润滑油在传输模块28的回路中循环。
[0057]
在本示例中，通过一种包括柔性管的连接构件(未表示)进行循环回路与润滑回路的连接。
[0058]
在本示例中，热交换器25连接到机舱3的内部结构21。在图3和4的实施例中，热交换器25连接到外部结构22。
[0059]
推进组件1包括例如气缸的致动器(未表示)，其被构造成从缩回位置(图1)到展开位置(图2)移动热交换器，反之亦然。
[0060]
内部结构21包括壳体31，所述壳体31具有通向次级流路11b的开口。
[0061]
在图1的缩回位置，传输模块28被接收在内部结构21的壳体31中，并且外机罩26密封壳体31的开口，从而防止或限制将部分次级流10b引入壳体31内。
[0062]
在缩回位置，热交换器25的外机罩26重构次级流路11b的径向内部界定表面41。在这些条件下，界定表面41由机舱3的内部结构21的外表面42以及由热交换器25的外机罩26的外表面43形成。
[0063]
在缩回位置，机舱3的内部结构21的外表面42以及外机罩26的外表面43齐平。
[0064]
因此，处于缩回位置的热交换器25可限定一种趋向于不产生奇异压降的相对平滑的次级流路11b。
[0065]
在图2的展开位置，热交换器25的外机罩26以及传输模块28延伸至次级流路11b，使得传输模块28可由次级流10b的一小部分10c横过。
[0066]
处于展开位置的热交换器25的内壁27密封壳体31的开口，防止或限制将次级流10b的一部分引入壳体31内。
[0067]
该位置允许在次级流10b以及在传输模块28的回路中循环的热传输流体之间进行热交换，这可以冷却该热传输流体。
[0068]
处于展开位置的热交换器25执行常规气-液交换器或acoc交换器的功能。
[0069]
在本示例中，在展开位置(图2)，热交换器25的内壁27重构次级流路11b的所述径向内部界定表面41。在这些条件下，界定表面41由机舱3的内部结构21的外表面42以及由热交换器25的内壁27的内表面44形成。
[0070]
机舱3的内部结构21的外表面42和内壁27的内部结构44齐平，因此在热交换器25处于展开位置时减少了奇异压降。
[0071]
在本示例中，外机罩26、内壁27和传输模块28形成了彼此固定并在热交换器25的
位置改变时作为单元位移的移动部分。
[0072]
在这方面，连接构件的柔性管可以在循环回路和润滑回路之间保持密封连接。
[0073]
在本示例中，热交换器25的移动部分的位移轨迹为线性的，并且包括径向平移。在未表示的其他实施例中，该轨迹可能弯曲和/或包括一个或多个阶段，所述阶段包括径向平移和/或轴向平移和/或者轴向和径向平移的组合。
[0074]
在本示例中，推进组件1还包括用于检测在润滑回路中循环的传热流体的温度的构件(未表示)，以及一方面连接到该检测构件，另一方面连接到致动器从而根据该温度修改热交换器25的位置的控制模块(未表示)。
[0075]
通常，如果温度超过预定阈值，则将热交换器25放置或保持在展开位置，并且在相反情况下，将热交换器25放置或保持在缩回位置。
[0076]
其他参数可用于控制热交换器25的位置，例如表示飞行阶段的参数，甚至次级流10b的流速。
[0077]
在本示例中，沿通过热交换器25的中间纵向平面，热交换器25的外机罩26和内壁27每个都具有双曲率。
[0078]
例如根据轴向位置，热交换器25的外机罩26和内壁27的几何形状可具有任何其他的几何形状，热交换器25相对于机舱3的其他部分放置在所述轴向位置。
[0079]
在本示例中通过增材制造生产了热交换器25的外机罩26和内壁27，这可以优化它们的几何形状并减少奇异压降。
[0080]
通过类推，以上描述适用于图3和4的实施例。
[0081]
与图1和2的示例不同，热交换器25的外机罩26(当热交换器处于缩回位置时)或其内壁27(当其处于展开位置时)重构次级流路11b的径向外部界定表面51。
[0082]
在缩回位置(图3)，该界定表面51由机舱3的外部结构22的内表面52以及由热交换器25的外机罩26的内表面53形成。
[0083]
在展开位置(图4)，该界定表面51由机舱3的外部结构22的内表面52以及由热交换器25的内壁27的内表面54形成。
技术特征：
1.一种涡扇飞行器的推进组件(1)的机舱(3)，包括内部结构(21)、外部结构(22)和热交换器(25)，所述内部结构(21)和外部结构(22)在二者之间径向地界定一用于使将形成次级流(10b)的第一流体流动的导管(11b)，所述热交换器(25)包括外机罩(26)和传输模块(28)，所述传输模块(28)包括用于使第二流体循环的回路，所述热交换器(25)连接到所述内部结构(21)和外部结构(22)中的一个，以便能够将热量从第二流体传输到第一流体，其特征在于，所述机舱包括致动器，所述致动器设置为使所述热交换器(25)的外机罩(26)和传输模块(28)在以下位置之间位移：-缩回位置，其中，所述传输模块(28)被接收在所述热交换器(25)所连接到的所述内部结构(21)或外部结构(22)的壳体(31)中，所述外机罩(26)密封该壳体(31)的开口，以便重构所述流体导管(11b)的界定表面(41、51)，-展开位置，其中，所述传输模块(28)延伸到所述流体导管(11b)内，以便能够由次级流(10b)的一部分(10c)横过，并因此将热量从第二流体传输到第一流体，所述热交换器(25)包括内壁(27)，所述传输模块(28)在所述内壁(28)与所述外机罩(26)之间沿径向延伸，所述热交换器(25)的内壁(27)被构造成密封所述热交换器(25)所连接到的所述内部结构(21)或外部结构(22)的所述壳体(31)的所述开口，以便在所述热交换器(25)处于展开位置时重构所述流体导管(11b)的所述界定表面(41、51)。2.根据权利要求1所述的机舱(3)，其中，所述致动器设置为通过径向平移在缩回位置与展开位置之间移动所述热交换器(25)的外机罩(26)和传输模块(28)。3.根据权利要求1或2所述的机舱(3)，其中，所述热交换器(25)的外机罩(26)包括沿中间纵向平面具有单曲率或双曲率的表面(43、53)。4.根据权利要求1至3中任一项所述的机舱(3)，其中，所述热交换器(25)包括用于连接该使第二流体循环的回路的构件，该构件被构造成将该循环回路连接到所述推进组件(1)的润滑回路。5.根据权利要求1至4中任一项所述的机舱(3)，包括用于检测和/或评估例如第二流体的温度的至少一个参数的构件，以及控制模块，该控制模块一方面连接到该构件，另一方面连接到所述致动器，以便能够根据所述至少一个参数使所述外机罩(26)和所述传输模块(28)位移。6.一种飞行器的推进组件(1)，该推进组件(1)包括根据权利要求1至5中任一项所述的机舱(3)。7.一种用于制造根据权利要求1至5中任一项所述的机舱(3)的热交换器(25)的方法，其特征在于，该方法包括热交换器(25)的外机罩(26)的增材制造的步骤。8.用于制造根据权利要求1至5中任一项所述的机舱(3)的热交换器(25)的方法，其特征在于，该方法包括热交换器(23)的内壁(27)的增材制造的步骤。9.用于制造根据权利要求1至5中任一项所述的机舱(3)的方法，该方法实施根据权利要求7和/或8所述的方法。
技术总结
本发明涉及一种包括可缩回的热交换器(25)的双流飞行器推进组件(1)。交换器(25)可以在推进组件(1)的次级通道(11B)中展开，以便通过在次级通道(11B)中流动的次级流(10B)冷却在交换器(25)的传输模块(28)的回路中流动的流体。的流体。的流体。
