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CN114991961B - 多流体热交换器 - Google Patents

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CN114991961B CN202210196891.7A CN202210196891A CN114991961B CN 114991961 B CN114991961 B CN 114991961B CN 202210196891 A CN202210196891 A CN 202210196891A CN 114991961 B CN114991961 B CN 114991961B
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史蒂文·道格拉斯·约翰森
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Abstract

提供了一种热交换器。热交换器包括第一壁歧管。热交换器还包括与第一壁歧管间隔开的第二壁歧管。热交换器还包括在第一壁歧管和第二壁歧管之间大体周向延伸的多个轮叶。热交换器还包括限定在热交换器内的多个流体回路。多个流体回路中的每个流体回路包括限定在第一壁歧管内的入口沟道部分和出口沟道部分。返回沟道部分限定在第二壁歧管内。多个通道部分中的至少一个通道部分限定在多个轮叶中的每个轮叶内。至少一个通道部分在返回沟道部分与入口沟道部分和出口沟道部分中的一个之间延伸。

Description

多流体热交换器
技术领域
本主题大体涉及能够一次冷却和/或加热多种动力流体的热交换器。具体地，本主题涉及在推进系统的空气流动路径内使用所述热交换器。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括风扇和涡轮机。涡轮机通常包括入口、一个或多个压缩机、燃烧器和至少一个涡轮。压缩机压缩空气，空气被引导到燃烧器，在燃烧器中空气与燃料混合。然后点燃混合物以生成热燃烧气体。燃烧气体被引导到涡轮，涡轮从燃烧气体中提取能量为压缩机提供动力，并产生有用功来推动飞行中的飞行器或为负载(例如发电机)提供动力。
在至少某些实施例中，燃气涡轮可以采用开式转子推进系统，开式转子推进系统根据使风扇位于发动机机舱外部(换言之，“非管道式”)的原理操作。与涡轮风扇发动机相比，这允许使用能够作用于更大量空气的更大风扇叶片，从而与传统的管道式发动机设计相比提高了推进效率。
在燃气涡轮发动机(例如采用开式转子推进系统的燃气涡轮)的操作期间，各种系统可以生成相对大量的热量。例如，在推力生成系统、电动机和/或发电机、液压系统或其他系统的操作期间可能会生成大量的热量。因此，用于消散由各种系统生成的热量而不负面影响燃气涡轮发动机的效率的装置在本领域中将是有利的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来学习。
在本公开的一个示例性方面，提供了一种用于飞行器发动机的热交换器。热交换器包括第一壁歧管。热交换器还包括与第一壁歧管间隔开的第二壁歧管。热交换器还包括在第一壁歧管和第二壁歧管之间大体周向延伸的多个轮叶。热交换器还包括限定在热交换器内的多个流体回路。多个流体回路中的每个流体回路包括限定在第一壁歧管内的入口沟道(channel)部分和出口沟道部分。返回沟道部分限定在第二壁歧管内。多个通道部分中的至少一个通道部分限定在多个轮叶中的每个轮叶内。至少一个通道部分在返回沟道部分与入口沟道部分和出口沟道部分中的一个之间延伸。
参考以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的三流发动机的示意横截面视图。
图3是根据本公开的示例性实施例的三流发动机的示意放大横截面视图。
图4是根据本公开的示例性实施例的三流发动机的示意放大横截面视图。
图5是根据本公开的示例性实施例的可在三流发动机内采用的热交换器的放大立体图。
图6是根据本公开的实施例的热交换器沿轴向方向A的横截面视图。
图7是根据本公开的实施例的热交换器沿轴向方向A的横截面视图
图8是根据本公开的示例性实施例的热交换器沿周向方向C的横截面视图。
图9是根据本公开的示例性实施例的热交换器沿径向方向R的横截面视图。
图10是根据本公开的示例性实施例的热交换器沿径向方向R的横截面视图。
图11是根据本公开的示例性实施例的热交换器沿径向方向R的横截面视图。
图12是根据本公开的示例性实施例的三流发动机的示意横截面视图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相同或相似的标号已用于指代本发明的相同或相似的部分。
本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于路径中的流动的相对方向。例如，对于流体流动，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。然而，本文使用的术语“上游”和“下游”也可以指代电流。
术语“流体”可以是气体或液体。术语“流体连通”是指流体能够在指定区域之间建立连接。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代。
如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”、“大体”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值范围和/或限定值范围的端点的1％、2％、4％、5％、10％、15％或20％的裕度内。当在角度或方向的上下文中使用时，此类术语包括在大于或小于所述角度或方向十度内。例如，“大体垂直”包括在任何方向(例如顺时针或逆时针)上与垂直方向成十度以内的方向。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
根据本文所述的一个或多个实施例，三流发动机可配备有一个或多个热交换器。可以提供热交换器以冷却燃气涡轮发动机或安装有燃气涡轮发动机的飞行器的某些系统。例如，可提供热交换器以冷却涡轮区段或辅助系统，例如润滑系统。热传递系统可以通过冷却输送到这些系统的流体(例如空气或润滑剂)来冷却这些系统。
本文描述了延伸超出三流发动机的系统。应当理解，这些系统仅作为示例提供，并且要求保护的系统不限于使用这些其他系统或以其他方式与这些其他系统结合的应用。本公开不旨在限制。例如，应该理解，本文描述的一个或多个实施例可以被构造为独立操作或与本文描述的其他实施例组合操作。
现在参考附图，图1是可结合本发明的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机10的示意部分横截面侧视图。发动机10可以特别地构造为用于飞行器的燃气涡轮发动机。尽管本文进一步描述为涡轮风扇发动机，但发动机10可以限定涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气燃气涡轮发动机，包括船用和工业发动机以及辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有延伸通过其中的纵向或轴向中心线轴线12，以供参考。轴向方向A与轴向中心线轴线12同向延伸以供参考。发动机10进一步限定上游端99和下游端98以供参考。通常，发动机10可以包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。作为参考，发动机10限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。一般而言，轴向方向A平行于轴向中心线12延伸，径向方向R在垂直于轴向方向A的方向上从轴向中心线12向外延伸以及向内延伸到轴向中心线12，并且周向方向围绕轴向中心线12延伸三百六十度(360°)。
核心发动机16通常可以包括基本上管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18以串行流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24；热添加系统26；膨胀区段或涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36也可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在特定实施例中，如图1所示，LP转子轴36可以经由减速齿轮40例如以间接驱动或齿轮驱动构造连接到风扇轴38。
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，多个风扇叶片42联接到风扇轴38并从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44可以周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。本领域普通技术人员应当理解，机舱44可以被构造成通过多个周向间隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部分上延伸，以便在其间限定风扇流动通道48。然而，应当理解，发动机10的各种构造可以省略机舱44，或省略机舱44围绕风扇叶片42延伸，例如以提供图2所示的发动机10的开式转子或桨扇构造。
应当理解，轴34、36，压缩机22、24和涡轮28、30的组合限定发动机10的转子组件90。例如，HP轴34、HP压缩机24和HP涡轮28可以限定发动机10的高速或HP转子组件。类似地，LP轴36、LP压缩机22和LP涡轮30的组合可以限定发动机10的低速或LP转子组件。发动机10的各种实施例还可以包括风扇轴38和风扇叶片42作为LP转子组件。在其他实施例中，发动机10可以进一步限定经由风扇轴38和减速齿轮40与LP线轴至少部分地机械分离的风扇转子组件。更进一步的实施例可以进一步限定一个或多个中间转子组件，一个或多个中间转子组件由设置在LP转子组件和HP转子组件之间(相对于串行空气动力学流动布置)的中压压缩机、中压轴和中压涡轮限定。
在发动机10的操作期间，由箭头74示意性示出的空气流进入由风扇壳体或机舱44限定的发动机10的入口76。由箭头80示意性示出的一部分空气通过至少部分地经由外壳18限定的核心入口20进入核心发动机16。经由核心流动路径70通过压缩机、热添加系统和膨胀区段以串行流动方式提供空气流。随着空气流80流过压缩机22、24的连续级，空气流80被逐渐压缩，如箭头82示意性地示出。压缩空气82进入热添加系统26并与液体和/或气体燃料混合，并且被点燃以产生燃烧气体86。应当理解，热添加系统26可以形成用于生成燃烧气体的任何合适的系统，包括但不限于爆燃或爆震燃烧系统，或其组合。热添加系统26可以包括环形、罐式、罐式环形、驻涡、渐开线或涡旋、富燃、贫燃、旋转爆震或脉冲爆震构造，或其组合。
燃烧气体86在从喷射排气喷嘴区段32排出之前释放能量，以驱动HP转子组件和LP转子组件的旋转。来自燃烧气体86的能量释放进一步驱动风扇组件14的旋转，包括风扇叶片42。一部分空气74绕过核心发动机16并流过风扇流动通道48，如箭头78示意性地示出。
应当理解，图1描绘并描述了具有风扇流动通道48和核心流动路径70的双流发动机。图2中描绘的实施例具有围绕风扇叶片42的机舱44，例如以提供噪声衰减、叶片脱落保护和机舱已知的其他益处，并且其在本文中可以被称为“管道式风扇”，或整个发动机10可以被称为“管道式发动机”。
在示例性实施例中，通过风扇流动通道48的空气可以比涡轮机中使用的一种或多种流体相对更冷(例如，更低的温度)。以此方式，为了提高整个发动机10的效率，一个或多个热交换器200可以设置在风扇流动通道48内(或在发动机10内的替代位置中)，并被利用来由通过风扇流动通道48的空气冷却来自涡轮机的一种或多种流体。
图2提供了根据本公开的一个示例实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。特别地，图2提供了航空三流涡轮风扇发动机，本文称为“三流发动机100”。图2的三流发动机100可以安装到飞行器(例如固定翼飞行器)，并且可以产生用于推进飞行器的推力。三流发动机100是“三流发动机”，因为其架构在操作期间提供三个不同的产生推力的气流的流。与图2中所示的发动机10不同，三流发动机100包括未通过机舱或罩而成为管道式的风扇，因此它在本文中可以被称为“非管道式风扇”，或者整个发动机100可以被称为“非管道式发动机”。
另外，如本文所用的“第三流”是指能够增加流体能量以产生小部分总推进系统推力的次级空气流。第三流的压力比高于初级推进流(例如，旁通或螺旋桨驱动的推进流)的压力比。推力可以通过专用喷嘴产生，或者通过将次级空气流与初级推进流或核心空气流混合到例如共同的喷嘴中来产生。在某些示例性实施例中，次级空气流的操作温度低于发动机的最大压缩机排放温度，并且更具体地，可低于350华氏度(例如低于300华氏度，比如低于250华氏度，例如低于200华氏度，并且至少与环境温度一样高)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以促进到次级空气流和单独流体流的热传递或来自次级空气流和单独流体流的热传递。此外，在某些示例性实施例中，在起飞条件下，或者更具体地，当在海平面的额定起飞功率、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作条件下操作时，次级空气流可以贡献小于总发动机推力的50％(并且至少，例如，总发动机推力的2％)。此外，在某些示例性实施例中，次级空气流的方面(例如，空气流、混合或排气特性)以及由此对总推力的上述示例性百分比贡献可以在发动机操作期间被动地调整，或通过使用发动机控制特征(例如燃料流动、电机功率、可变定子、可变入口导向轮叶、阀、可变排气几何形状或流体特征)来有目的地修改，以在广泛的潜在操作条件下调整或优化整体系统性能。在下文讨论的实施例中，根据上述定义，三流发动机100的风扇管道172可以是“第三流”。
作为参考，三流发动机100限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。此外，三流发动机100限定沿轴向方向A延伸的轴向中心线或纵向轴线112。一般来说，轴向方向A平行于纵向轴线112延伸，径向方向R在垂直于轴向方向A的方向上从纵向轴线112向外延伸以及向内延伸到纵向轴线112，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360°)。三流发动机100例如沿轴向方向A在前端114和后端116之间延伸。
三流发动机100包括核心发动机120和定位在其上游的风扇区段150。通常，核心发动机120以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。特别地，如图2所示，核心发动机120包括核心罩122，其限定环形核心入口124。核心罩122进一步包围低压系统和高压系统。核心罩122可以至少部分地容纳支撑框架123，支撑框架123可以为核心罩122以及三流发动机100的各种其他部件(例如一个或多个热交换器200)提供结构支撑。例如，支撑框架123可以至少部分地容纳在核心罩122内并且可以联接到核心罩122的内部，以便为核心罩122提供结构支撑。此外，三流发动机100的一个或多个部件可以延伸通过核心罩122并直接联接到支撑框架123，例如静止支柱174和/或热交换器200。在许多实施例中，核心罩122可以包围并支撑增压或低压(“LP”)压缩机126，用于对通过核心入口124进入核心发动机120的空气进行加压。高压(“HP”)多级轴流式压缩机128从LP压缩机126接收加压空气并进一步增加空气的压力。加压空气流向下游流动至燃烧器130，在燃烧器130中燃料被喷射到加压空气流中并被点燃，以提高加压空气的温度和能量水平。应当理解，如本文所用，术语“高/低速”和“高/低压”相对于高压/高速系统和低压/低速系统可互换使用。此外，应当理解，术语“高”和“低”在同一上下文中用于区分两个系统，并不意味着暗示任何绝对速度和/或压力值。
高能燃烧产物从燃烧器130向下游流动到高压涡轮132。高压涡轮128通过高压轴136驱动高压压缩机128。在这点上，高压涡轮128与高压压缩机128驱动地联接。然后高能燃烧产物流向低压涡轮134。低压涡轮134通过低压轴138驱动低压压缩机126和风扇区段150的部件。在这点上，低压涡轮134与低压压缩机126和风扇区段150的部件驱动地联接。在该示例实施例中，LP轴138与HP轴136同轴。在驱动涡轮132、134中的每一个之后，燃烧产物通过核心排气喷嘴140离开核心发动机120，以产生推进推力。因此，核心发动机120限定在核心入口124和核心排气喷嘴140之间延伸的核心流动路径或核心管道142。核心管道142是沿径向方向R大致定位在核心罩122内侧的环形管道。
风扇区段150包括风扇152，在该示例实施例中，风扇152是主风扇。对于图2所示的实施例，风扇152是开式转子或非管道式风扇。然而，在其他实施例中，风扇152可以例如通过周向围绕风扇152的风扇壳体或机舱成为管道式的。如所描绘的，风扇152包括风扇叶片154的阵列(图2中仅示出一个)。例如，风扇叶片154可绕纵向轴线112旋转。如上所述，风扇152经由LP轴138与低压涡轮134驱动地联接。风扇152可以例如以直接驱动构造直接与LP轴138联接。可选地，如图2所示，风扇152可以经由减速齿轮箱155例如以间接驱动或齿轮驱动构造与LP轴138联接。
此外，风扇叶片154可以围绕纵向轴线112以等间距布置。每个叶片154具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。每个叶片154限定中心叶片轴线156。对于该实施例，风扇152的每个叶片154可绕它们各自的中心叶片轴线156例如彼此一致地旋转。可以控制一个或多个致动器158以使叶片154绕它们各自的中心叶片轴线156倾斜。然而，在其他实施例中，每个叶片154可以固定或不能绕其中心叶片轴线156倾斜。
风扇区段150还包括风扇导向轮叶阵列160，风扇导向轮叶阵列160包括围绕纵向轴线112设置的风扇导向轮叶162(图2中仅示出一个)。对于该实施例，风扇导向轮叶162不能绕纵向轴线112旋转。每个风扇导向轮叶162具有根部和尖端以及限定在它们之间的跨度。风扇导向轮叶162可以如图2所示不被遮盖，或者可以例如被沿径向方向R从风扇导向轮叶162的尖端向外间隔开的环形护罩遮盖。每个风扇导向轮叶162限定中心叶片轴线164。对于该实施例，风扇导向轮叶阵列160的每个风扇导向轮叶162可绕它们各自的中心叶片轴线164例如彼此一致地旋转。可以控制一个或多个致动器166以使风扇导向轮叶162绕它们各自的中心叶片轴线164倾斜。然而，在其他实施例中，每个风扇导向轮叶162可以固定或不能绕其中心叶片轴线164倾斜。风扇导向轮叶162安装到风扇罩170。
如图2所示，除了非管道式的风扇152之外，在风扇152的后方还包括有管道式风扇184，使得三流发动机100包括管道式风扇和非管道式风扇两者，用于在不通过核心发动机120的情况下通过空气的移动生成推力。管道式风扇184被示为在与风扇导向轮叶162大致相同的轴向位置，并且在风扇导向轮叶162的径向内侧。或者，管道式风扇184可以在风扇导向轮叶162和核心管道142之间，或者在风扇导向轮叶162的更前方。管道式风扇184可由低压涡轮134(例如联接到LP轴138)，或者由任何其他合适的旋转源驱动，并且可用作第一级增压器或可单独操作。
风扇罩170环形地包围核心罩122的至少一部分，并且大体沿径向方向R定位在核心罩122的外侧。特别地，风扇罩170的下游区段在核心罩122的前部分上延伸，以限定第三流或风扇管道172。进入的空气可以通过风扇管道入口176进入通过风扇管道172，并且可以通过风扇排气喷嘴178离开以产生推进推力。风扇管道172是沿径向方向R大致定位在核心管道142外侧的环形管道。支撑框架171可以至少部分地容纳在风扇罩122内，其可以联接到风扇罩170的内部并且为风扇罩170提供结构支撑。此外，三流发动机100的一个或多个部件可以延伸通过风扇罩170并直接联接到支撑框架171，例如风扇导向轮叶162、支柱174和/或热交换器200。风扇罩170和核心罩122连接在一起并由多个基本上径向延伸、周向间隔开的静止支柱174(图1中仅示出一个)支撑。在许多实施例中，静止支柱174可以联接到容纳在核心罩122内的支撑框架123和容纳在风扇罩170内的支撑框架171，并且可以在它们之间延伸。静止支柱174可以各自在空气动力学上成形为引导空气由此流动。除了静止支柱174之外的其他支柱可用于连接和支撑风扇罩170和/或核心罩122。在许多实施例中，风扇管道172和核心管道122可以至少部分地在核心罩122的相对侧(例如相对的径向侧)上共同延伸(大致轴向地)。例如，风扇管道172和核心管道122可以各自直接从核心罩122的前缘144延伸，并且可以部分地在核心罩的相对径向侧上大致轴向地共同延伸。
三流发动机100还限定或包括入口管道180。入口管道180在发动机入口182和核心入口124/风扇管道入口176之间延伸。发动机入口182大致限定在风扇罩170的前端，并且沿轴向方向A定位在风扇152和风扇导向轮叶160的阵列之间。入口管道180是环形管道，其沿径向方向R定位在风扇罩170的内侧。沿入口管道180向下游流动的空气被核心罩122的分流器或前缘144分流(不一定均匀)进入核心管道142和风扇管道172。入口管道180沿径向方向R比核心管道142宽。入口管道180沿径向方向R也比风扇管道172宽。
在示例性实施例中，通过风扇管道172的空气可以比核心发动机120中使用的一种或多种流体相对更冷(例如，更低的温度)。以这种方式，一个或多个热交换器200可以设置在风扇管道172内，并被利用来由通过风扇管道172的空气冷却来自核心发动机的一种或多种流体，以提高整个三流发动机的效率。
图3和图4示出了三流发动机100(例如图2中所示的三流发动机100)的放大横截面视图，它们各自包括设置在风扇管道172内的一个或多个热交换器200。如图所示，特别是在图2中，在一些实施例中，热交换器200可以轴向地设置在风扇管道172内的至少一个静止支柱174的前方，使得通过风扇管道172的空气在绕过静止支柱174之前通过热交换器200。附加地或替代地，热交换器200可以轴向地设置在风扇管道172内的至少一个静止支柱174的后方，使得通过风扇管道172的空气在通过热交换器200之前绕过静止支柱174。在进一步附加的或替代的实施例中，如图2所示，一个或多个热交换器200可以设置在与静止支柱174相同的轴向位置(或至少部分地与支柱轴向重叠)。在这样的实施例中，如下所述，一个或多个热交换器可以至少部分地联接到静止支柱174。
每个热交换器200可以包括空气入口201和空气出口203。空气入口201接收通过风扇管道172的空气，然后将空气引导通过热交换器200，在热交换器200中，从通过热交换器200的动力流体收集热量。然后空气出口203将用过的空气排回到风扇管道172。
在图3所示的实施例中，热交换器200可以彼此轴向间隔开，使得离开第一热交换器200的空气出口203的空气在进入第二热交换器的空气入口201之前在风扇管道172内行进一段轴向距离。附加地或替代地，如图4所示，一个或多个热交换器200可以是第一热交换器200a和第二热交换器200b，每个都设置在风扇管道172内并且彼此轴向堆叠。换言之，第一热交换器200a的空气出口203可以直接邻近(或联接到)第二热交换器200b的空气入口201，使得离开第一热交换器200a的所有空气都进入第二热交换器200b。例如，如果第一热交换器200a承载与第二热交换器200b不同的动力流体，则这种构造可能是有利的，从而可以优化空气和相应流体之间的热传递。
图5示出了根据本公开的实施例的热交换器200的放大立体图，热交换器200可以被称为“洋葱式”热交换器，并且可以用在飞行器发动机(例如图1中所示的发动机10(特别是在风扇流动通道48内)或图2中所示的三流发动机100(特别是在风扇管道172内))中。如图所示，热交换器200可以包括第一壁歧管202、与第一壁202间隔开的第二歧管壁204、以及在第一歧管壁202和第二歧管壁204之间延伸的一个或多个轮叶206。如下文进一步讨论的，本文所述的热交换器200可以基本上是中空的，使得多个独立的流体回路被限定在热交换器内。多个独立的流体回路允许多种不同的动力流体(例如来自飞行器发动机的各种系统)同时通过热交换器200，并且彼此热连通并与通过飞行器发动机的空气热连通。例如，壁歧管202、204和轮叶206都可以包括限定在其中的各种流体通道和沟道，以允许动力流体在操作期间行进通过其中。
如将在下文更详细讨论的，歧管壁202、204可以充当流体导向歧管，其将动力流体导向到限定在热交换器200的轮叶206内的各个通道，并导向来自限定在热交换器200的轮叶206内的各个通道的动力流体。在示例性实施方式中，热交换器200可以用在三流发动机100(如图1所示)的风扇管道172内，其中流过风扇管道172的相对冷的空气通过轮叶206并在热交换器200的歧管壁202、204之间通过，并且向行进通过其中的一种或多种动力流体提供冷却。
如图5所示，第一壁歧管202可以在径向向内表面260、径向向外表面262、轴向向前表面264、轴向向后表面266和彼此周向间隔开的侧表面268、269之间延伸。如图所示，第一壁歧管202通常可以成形为具有奇异曲面(例如径向向外表面262)的矩形棱柱。如下所述，第一壁歧管202的径向向内表面260可以限定多个开口，用于接收和/或输送一种或多种动力流体。类似地，面向轮叶206的侧表面268可以限定另外的多个开口，用于将一种或多种动力流体导向到限定在轮叶206内的通道中。
同样，第二壁歧管204可以在径向向内表面270、径向向外表面272、轴向向前表面274、轴向向后表面276和彼此周向间隔开的侧表面278、279之间延伸。如图所示，第二壁歧管204可以大致成形为具有奇异曲面(例如径向向外表面272)的矩形棱柱。如下所述，第二壁歧管204的径向向内表面270可以限定多个开口，用于接收和/或输送一种或多种动力流体。类似地，面向轮叶206的侧表面268可以限定另外的多个开口，用于将一种或多种动力流体导向到限定在轮叶206内的通道中。如图5所示，每个轮叶206可以在第一壁歧管202的侧表面268和第二壁歧管204的侧表面278之间延伸。
如图5所示，热交换器200的一个或多个部分(例如，径向外表面262、272和轮叶206)通常可以是弯曲的(或非直的)。例如，如图5所示，与发动机100接触的轮叶206和/或径向外表面262、272可以成形为与风扇管道172和/或周向方向C相对应，以便利用热交换器200内的空气流而不会在风扇管道172内产生尾流。在一些实施例中，如图5和图6所示，第一壁歧管202和第二壁歧管204通常可以随着它们径向向外延伸(从相应的径向向内表面260、270到相应的径向向外表面262、272)而在周向方向C上远离彼此逐渐变细。以这种方式，轮叶206定位在热交换器200上越径向向外，轮叶206的周向长度可以逐渐变长。例如，径向最向内轮叶206的周向长度可以比径向最向外轮叶206的周向长度短。这在操作热交换器200时可能是有利的，例如，如果动力流体需要更多冷却，则可以将其导向到设置在径向外轮叶206内的流体回路，从而由于轮叶206的相对增加的长度而提供更多冷却。
在许多实施例中，本文所述的热交换器200可以一体地形成为单个部件。即，每个子部件(例如，第一壁歧管202、第二壁歧管204和多个轮叶206，以及热交换器200的任何其他子部件)可以一起制造为单体。在示例性实施例中，这可以通过利用增材制造系统和方法(例如直接金属激光烧结(DMLS)、直接金属激光熔化(DMLM)或其他合适的增材制造技术)来完成。在其他实施例中，可以使用其他制造技术，例如铸造或其他合适的技术。在这点上，通过利用增材制造方法，热交换器200可以一体地形成为单件连续金属，并且因此与现有设计相比可以包括更少的子部件和/或接头。通过增材制造一体地形成热交换器200可以有利地改进整个组装处理。例如，一体形成减少了必须组装的单独零件的数量，从而减少了相关联的时间和总组装成本。另外，可以有利地减少与例如泄漏、单独零件之间的接合质量以及整体性能有关的现有问题。此外，与其他制造方法相比，热交换器200的一体形成可以有利地减少热交换器200的重量，从而降低部署有热交换器200的飞行器发动机的总重量并提高效率。
替代地，第一壁歧管202和第二壁歧管204可以各自单独地一体形成。在这样的实施例中，第一壁歧管202和第二壁歧管204可以各自焊接到多个轮叶206。单独制造壁歧管202、204可以有利地减少整个热交换器200的生产时间，从而显著降低制造成本。
图6示出了根据本公开的实施例的热交换器200沿轴向方向A的横截面视图(当安装在飞行器发动机内时)。如上文部分所示和讨论的，热交换器200可以包括第一壁歧管202、与第一壁歧管202间隔开(例如，周向间隔开)的第二壁歧管204，以及在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间大致周向延伸的多个轮叶206。
如图6所示，热交换器200可以限定延伸通过热交换器200的多个流体回路350，用于输送一种或多种动力流体。以这种方式，热交换器200可以是在热交换器200内部的一种或多种动力流体与围绕热交换器200的外部行进的空气之间提供热连通的容器。例如，每个流体回路350可以单独地限定在热交换器200内，使得流体回路350彼此流体地隔离，这有利地允许热交换器200通过各种流体回路350一次同时输送多种不同的动力流体(例如来自飞行器发动机的多个不同的流体系统)，而不将不同的流体混合在一起。
如图6所示，多个流体回路350中的每个流体回路350包括(以串行流动顺序)入口沟道部分352、第一通道部分356a、返回沟道部分354、第二通道部分356b和出口沟道部分358。每个流体回路350可以是在各个部分中的每一个之间连续延伸的单个沟道或通道。例如，每个流体回路350可以从相应的入口沟道部分352连续地延伸到相应的第一通道部分356a、到返回沟道部分354、到相应的第二通道部分356b、并且最后到出口沟道部分358。
每个流体回路350的入口沟道部分352和出口沟道部分358可以限定在第一壁歧管202内，并且每个流体回路350的返回沟道部分354可以限定在第二壁歧管204内。第一通道部分356a和第二通道部分356b可以各自是限定在多个轮叶206中的每个轮叶206内的多个通道部分356中的一个。每个返回沟道部分354可以将第一通道部分356a流体地连接到第二通道部分356b。如本文所述，入口沟道部分352和出口沟道部分358可以具有类似的结构并且可以是可互换的，这取决于哪个沟道接收动力流体以及哪个沟道排出动力流体。因此，应当理解，术语“入口”和“出口”在相同的上下文中用于区分两个沟道部分并且不一定指示动力流体的方向。例如，虽然图6中未示出，但在一些实施例中，出口沟道部分358可以接收动力流体，并且入口沟道部分352可以排出动力流体。
在许多实施例中，每个流体回路350的入口沟道部分352和出口沟道部分358可以完全限定在第一壁歧管202内。此外，入口沟道部分352和出口沟道部分358都可以在相应的第一开口380和相应的第二开口382之间延伸。如图所示，各个第一开口280中的每一个可以限定在径向向内表面260中，并且各个第二开口282中的每一个可以限定在侧表面269中。
类似地，每个返回沟道部分354可以完全限定在第二壁歧管204内，并且可以在相应的第一开口384和相应的第二开口386之间延伸。如图所示，第一开口384和第二开口386都可以限定在侧表面279中，使得返回沟道部分354将动力流体从第一通道部分356a导向到第二通道部分356b。例如，返回沟道部分354可以是基本上U形的并且可以用于从多个通道部分中的第一通道部分356a接收动力流体，并且将动力流体排出到多个通道部分中的第二通道部分356b。在图6所示的实施例中，第一通道部分356a和第二通道部分356b可以限定在热交换器200的不同的轮叶206内。在其他实施例中，如图8所示，第一通道部分356a和第二通道部分356b可以限定在相同轮叶206内。在各种实施例中，第一通道部分356a可以完全限定在轮叶206中的一个内，并且可以直接在流体回路350的入口沟道部分352的第二开口382和返回沟道部分354的第一开口384之间延伸。同样，第二通道部分356b可以完全限定在轮叶206中的一个(与第一通道部分356a不同的轮叶206或相同的轮叶)内，并且可以直接在流体回路350的出口沟道部分358的第二开口382和返回沟道部分354的第二开口386之间延伸。
在示例性实施例中，热交换器200可以流体地联接到流体系统300。例如，限定在热交换器200内的每个流体回路350可以在入口和出口处分别流体地联接到流体系统300，使得每个流体回路350可操作以使流体在任一方向上在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间通过。例如，入口沟道部分352和出口沟道部分358的每个相应的第一开口280可以分别流体地联接到相应的流体系统300。特别地，入口沟道部分352和出口沟道部分358中的每一个可以经由连接导管310独立地流体地联接到相应的流体系统300。以这种方式，限定在热交换器200内的每个流体回路350可以独立地可操作，以使动力流体在任一方向上在入口沟道部分352的第一开口380和出口沟道部分358的第一开口380之间通过。
如图所示，流体系统300可以包括第一动力流体供应部302、第二动力流体供应部304、对应于第一动力流体供应部302的第一动力流体返回部306和对应于第二动力流体供应部304的第二动力流体返回部308。尽管在流体系统300中仅示出两个动力流体供应部和对应的动力流体返回部，但是应当理解，流体系统300可以包括任何数量的动力流体供应部和对应的动力流体返回部。在一些实施例中，流体系统300可以可操作以将不同的动力流体(经由不同的动力流体供应部)输送到限定在热交换器200内的每个流体回路350。第一动力流体供应部302可以从发动机内的系统提供第一动力流体212。例如，第一动力流体212可以是来自润滑系统的润滑剂(或油)、来自燃料系统的燃料、或来自飞行器发动机内的任何系统的需要冷却的其他合适的流体。同样，第二动力流体供应部304可以从发动机内的系统提供第二动力流体213。例如，第二动力流体213可以是来自润滑系统的润滑剂(或油)、来自燃料系统的燃料或来自飞行器发动机内的任何系统的需要冷却的其他合适的流体。
第一动力流体供应部302可以可操作以将第一动力流体212供应到流体回路350(例如，取决于期望第一动力流体212行进通过热交换器200的方向，经由入口沟道部分352或出口沟道部分358)。一旦第一动力流体212已经行进通过热交换器200的流体回路350，第一动力流体返回部306可以可操作以接收第一动力流体212。类似地，第二动力流体供应部304可以可操作以将第二动力流体213输送到流体回路350(例如，取决于期望第一动力流体212行进通过热交换器200的方向，经由入口沟道部分352或出口沟道部分358)。一旦第二动力流体213已经行进通过热交换器200的流体回路350，第二动力流体返回部308可以可操作以接收第二动力流体213。
在热交换器200内单独限定的流体回路350，其可以各自在入口和出口处分别联接到相应的流体系统300，有利地允许增加的操作灵活性。例如，多个流体回路350中的每个流体回路350可以独立地可操作，以经由入口沟道部分352或出口沟道部分358中的一个从流体系统300的流体供应部中的一个接收动力流体(例如，第一动力流体212或第二动力流体213)，并且经由入口沟道部分352或出口沟道部分358中的另一个将动力流体输送到流体系统300的流体返回部中的一个。特别地，该系统允许多个流体回路350中的每个流体回路350的独立操作，并且允许动力流体在任一方向或两个方向上在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间通过。此外，该系统允许将单独的动力流体(例如212或213)提供给每个流体回路350。例如，在图6所示的实施例中，流体回路250中的一个输送第二动力流体213，而流体回路250中的另一个输送第一动力流体212。
如图6所示，流体系统300还可以包括设置在流体供应管线313和流体返回管线314两者上的阀312。阀312中的每一个可以在打开位置和关闭位置之间选择性地致动(例如通过控制器)。例如，阀中的一个可以选择性地打开，以允许流体流通过其所附接到的相应管线或管道。相反，当阀处于关闭位置时，通过阀所附接到的相应管线或管道的流体流可能会被限制或以其他方式被阻止。
图7示出了根据本公开的替代实施例的热交换器200沿轴向方向A的横截面视图(当安装在飞行器发动机内时)。如上文部分所示和讨论的，热交换器200可以包括第一壁歧管202、与第一壁歧管202间隔开(例如，周向间隔开)的第二壁歧管204，以及在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间大致周向延伸的多个轮叶206。
如图7所示，热交换器200可以限定延伸通过热交换器200的多个流体回路250，用于输送一种或多种动力流体。以这种方式，热交换器200可以是在热交换器内部的一种或多种动力流体与围绕热交换器200的外部行进的空气之间提供热连通的容器。例如，每个流体回路250可以单独地限定在热交换器200内，使得流体回路250彼此流体地隔离，这有利地允许热交换器200一次同时输送多种不同的动力流体(例如来自飞行器发动机的多个不同的流体系统)，而无需将不同的流体混合在一起。
如图7所示，多个流体回路250中的每个流体回路250包括第一沟道部分252、第二沟道部分254和通道部分256。第一沟道部分252可以限定在第一壁歧管202内，并且第二沟道部分254可以限定在第二壁歧管204内。通道部分256可以是多个通道部分256中的一个，每个通道部分都限定在轮叶206内。如图7所示，第一沟道部分252可以直接流体地联接到通道部分256的第一端，而第二沟道部分254可以直接流体地联接到通道部分256的第二端。
在许多实施例中，每个第一沟道部分252可以完全限定在第一壁歧管202内，并且可以在相应的第一开口280和相应的第二开口282之间延伸。如图所示，各个第一开口280中的每一个可以限定在径向向内表面260中，并且各个第二开口282中的每一个可以限定在侧表面269中。类似地，每个第二沟道部分254可以完全限定在第二壁歧管204内，并且可以在相应的第一开口284和相应的第二开口286之间延伸。如图所示，各个第一开口284中的每一个可以限定在径向向内表面270中，并且各个第二开口286中的每一个可以限定在侧表面279中。在各种实施例中，每个通道部分256可以完全限定在轮叶206内，并且可以直接在流体回路250的第一部分252的第二开口282和第二部分254的第二开口286之间延伸。
在示例性实施例中，热交换器200可以流体地联接到流体系统300。例如，限定在热交换器200内的每个流体回路250可以在任一端分别流体地联接到流体系统300，使得每个流体回路250可操作以使流体在任一方向上在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间通过。例如，第一沟道部分252的每个相应的第一开口280可以分别流体联接到相应的流体系统300。同样，第二沟道部分254的第一开口284可以单独地流体联接到相应的流体系统300。特别地，第一沟道部分252中的每一个可以经由连接导管310独立地流体联接到相应的流体系统300。类似地，第二沟道部分252中的每一个可以经由连接导管310独立地流体联接到相应的流体系统300。以这种方式，限定在热交换器200内的每个流体回路250可以独立地操作，以使动力流体在任一方向上在第一沟道部分252的第一开口280和第二沟道部分254的第一开口284之间通过(例如从开口280到开口284，或反之亦然)。
如图所示，流体系统300可包括第一动力流体供应部302、第二动力流体供应部304、对应于第一动力流体供应部302的第一动力流体返回部306、以及对应于第二动力流体供应部304的第二动力流体返回部308。尽管在流体系统300中仅示出两个动力流体供应部和对应的动力流体返回部，但是应当理解，流体系统300可以包括任何数量的动力流体供应部和对应的动力流体返回部。在一些实施例中，流体系统300可以可操作以将不同的动力流体(经由不同的动力流体供应部)输送到限定在热交换器200内的每个流体回路250。第一动力流体供应部302可以从发动机内的系统提供第一动力流体212。例如，第一动力流体212可以是来自润滑系统的润滑剂(或油)、来自燃料系统的燃料、或来自飞行器发动机内的任何系统的需要冷却的其他合适的流体。同样，第二动力流体供应部304可以从发动机内的系统提供第二动力流体213。例如，第二动力流体213可以是来自润滑系统的润滑剂(或油)、来自燃料系统的燃料、或来自飞行器发动机内的任何系统的需要冷却的其他合适的流体。
第一动力流体供应部302可以可操作以将第一动力流体212供应到流体回路250(例如，取决于期望第一动力流体212行进通过热交换器200的方向，经由第一壁歧管202或第二壁歧管204)。一旦第一动力流体212已经行进通过热交换器200的流体回路250，第一动力流体返回部306可以可操作以接收第一动力流体212。类似地，第二动力流体供应部304可以可操作以将第二动力流体213输送到流体回路250(例如，取决于期望第一动力流体213行进通过热交换器200的方向，经由第一壁歧管202或第二壁歧管204)。一旦第二动力流体213已经行进通过热交换器200的流体回路250，第二动力流体返回部308可以可操作以接收第二动力流体213。
在热交换器200内单独限定的流体回路250，其可以各自在任一端分别联接到相应的流体系统300，有利地允许增加的操作灵活性。例如，多个流体回路250中的每个流体回路250可以独立地可操作，以经由第一沟道部分252或第二沟道部分254中的一个从流体系统300的流体供应部中的一个接收动力流体(例如，第一动力流体212或第二动力流体213)，并经由第一沟道部分252或第二沟道部分254中的另一个将动力流体输送到流体系统300的流体返回部中的一个。特别地，该系统允许多个流体回路250中的每个流体回路250的独立操作，并且允许使动力流体在任一方向上在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间通过。此外，该系统允许将单独的动力流体(例如212或213)提供给每个流体回路250。例如，在图7所示的实施例中，流体回路250中的一个在周向方向C上(从第一壁歧管202到第二壁歧管204)输送第二动力流体213，而流体回路250中的另外两个在与周向方向C相对的方向上(从第二壁歧管204到第一壁歧管202)输送第一动力流体212。
如图7所示，流体系统300还可以包括设置在流体供应管线313和流体返回管线314两者上的阀312。阀312中的每一个可以在打开位置和关闭位置之间选择性地致动(例如通过控制器)。例如，阀中的一个可以选择性地打开，以允许流体流通过其所附接到的相应管线或管道。相反，当阀处于关闭位置时，通过阀所附接到的相应管线或管道的流体流可能会被限制或以其他方式被阻止。
图8示出了热交换器200沿周向方向C的横截面视图。如图所示，每个轮叶206可以限定多个通道部分356，每个通道部分可以对应于如上所述的相应流体回路350。在示例性实施例中，多个轮叶206中的每个轮叶206可以包括前缘288、后缘290和在前缘288和后缘290之间延伸的侧壁292。如图8所示，多个轮叶206可以沿径向方向R彼此间隔开，以在轮叶206之间限定气流通道294。在操作中，前缘288可以接合行进通过发动机的空气400(例如，在风扇流动通道48或风扇管道172内)。空气400然后可以流入限定在轮叶206之间(例如，具体地径向限定在相邻轮叶206的侧壁292之间)的气流通道294。最后，空气400可以在轮叶206的后缘290处从热交换器200排出。例如，限定在热交换器200的轮叶206之间的气流通道294可以在前缘288之后径向发散，并且随后朝向后缘290径向会聚。在这样的实施例中，气流通道294可以在中间具有更大的面积，这在逐渐会聚以拾取速度来保持推力能力之前降低马赫数以减少压降。这允许大部分热传递发生在较低雷诺数和摩擦区域中的表面处，从而产生较低的压降。
尽管空气400与行进通过限定在热交换器200的轮叶206内的流体回路250的每个通道部分256的动力流体流体地隔离，但是轮叶206可以允许空气400与通道部分256内的动力流体之间的热连通。如图8所示，每个气流通道294可以在大致垂直于多个流体回路250中的每个流体回路250的通道部分256的方向上接收和排出空气流400。
如图8所示，轮叶206还可以包括一个或多个肋295，其可以在轮叶206内大致径向延伸。肋295可以将每个轮叶206的内部分隔或划分成通道部分356，每个通道部分可以对应于如上所述的相应流体回路350。
图9示出了根据本公开的实施例的热交换器200沿径向方向R的横截面视图。图9示出了单个轮叶206的内部结构，其中可以限定属于流体回路350的多个通道部分356。与图6中所示的实施例相反，其中每个返回沟道部分354从限定在第一轮叶206内的第一通道部分356a延伸到限定在相邻轮叶206内的第二通道部分356b，图9中所示的返回沟道部分354在第一通道部分356a和第二通道部分356b之间流体连接并延伸，第一通道部分356a和第二通道部分356b均限定在相同轮叶206内。
图10示出了根据本公开的实施例的热交换器200沿径向方向R的横截面视图，其揭示了单个轮叶206的内部结构。如图10所示，各个流体回路250的每个通道部分256可以限定宽度296。例如，对于轴向最前方通道部分256，宽度296可以限定在轮叶206的肋295和前缘288之间。类似地，对于轴向最后方通道部分256，宽度296可以限定在轮叶206的肋295和后缘290之间。对于所有其他通道部分256，宽度296可以限定在两个轴向分开的肋295之间。在许多实施例中，如图8所示，多个通道部分256中的至少一个通道部分256的宽度296可以从第一壁歧管202到第二壁歧管204是恒定的。具体地，多个通道部分256中的至少一个通道部分256的宽度296可以从第一壁歧管202的侧表面269到第二壁歧管204的侧表面279是恒定的。
替代地或附加地，如图11所示，多个通道部分256中的至少一个通道部分256的宽度296可以从第一壁歧管202到第二壁歧管204连续变化。具体地，多个通道部分256中的至少一个通道部分256的宽度296可以从第一壁歧管202的侧表面269到第二壁歧管204的侧表面279连续变化。在这样的实施例中，一个、多个或所有肋295可以在第一壁歧管202和第二壁歧管204之间轴向地(以大致正弦模式)会聚和发散。
图12示出了根据本公开的实施例的三流发动机100的示意横截面视图，其中一个或多个热交换器200可以周向地布置在风扇管道172内。尽管图12示出了三流发动机100的一半，但应当理解，在10中引用的特征可以用于整个发动机。此外，虽然图12中示出了三流发动机100，但应当理解，热交换器200可以类似地用于另一种类型的飞行器发动机(例如图1中所示的发动机10)中。如上所述，流过风扇管道172的空气可以大致轴向地行进(即，相对于图12进出页面)。行进通过风扇管道172的空气的一部分可以在热交换器200之间通过，并且空气的一部分可以通过热交换器200(例如，在热交换器200的轮叶206之间)。
在图12所示的实施例中，热交换器200可以设置在风扇管道172内并且彼此周向间隔开。例如，热交换器200可以在风扇管道174内在周向方向C上彼此等距(或在一些实施例中不等距)定位。在其他实施例(未示出)中，热交换器200可以在周向方向C上(例如围绕纵向轴线112 360°)是连续的，使得通过风扇管道172的所有空气流过热交换器200。如图12中所描绘的，核心罩122通常可以围绕并容纳支撑框架123(以交叉影线示出)。类似地，风扇罩170通常可以围绕并容纳支撑框架171(以交叉影线示出)。如上所述，支撑框架123、171可以各自为相应的罩122、170以及三流发动机100的各种其他部件提供结构支撑。例如，静止支柱174可以各自在支撑框架123和171之间径向延伸，并联接到支撑框架123和171。此外，一个或多个热交换器200可以(经由焊接永久地，或经由螺栓和紧固件非永久地)联接到支撑框架123和171中的任一个或两个。
热交换器200的数量和尺寸可以取决于特定系统需要或所需多少冷却。换言之，如果需要大量冷却，则三流发动机100可采用占据风扇管道172的大部分的热交换器200。在这样的实施例中，在系统需要大量冷却的情况下，热交换器200之间的周向间隔可以小到没有。例如，在一些实施方式中，流过风扇管道172的空气的100％可以通过热交换器200。在这样的实施方式中，热交换器200可以围绕纵向中心线112连续延伸(或者多个热交换器200可以在风扇管道172内彼此邻接，使得在热交换器200之间不提供周向间隔)。
在许多实施方式中，流过风扇管道172的空气的大约10％到大约100％通过热交换器200。在其他实施例中，流过风扇管道172的空气的大约20％到大约100％通过热交换器200。在各种实施例中，流过风扇管道172的空气的大约30％到大约100％通过热交换器200。在进一步的实施例中，流过风扇管道172的空气的大约50％到大约100％通过热交换器200。在特定实施例中，流过风扇管道172的空气的大约30％到大约70％通过热交换器200。
在各种实施方式中，热交换器200可以以多种方式联接到三流发动机100。例如，如图所示，在一些实施例中，热交换器200可以联接到风扇罩170(例如，在一些实施例中仅联接到风扇罩170)，使得热交换器200通过风扇罩170固定在风扇管道172内。在其他实施例中，热交换器200可以联接到核心罩122(例如，在一些实施例中仅联接到核心罩122)，使得热交换器200通过核心罩122固定到风扇管道172内。在更进一步的实施例中，热交换器200可以联接到一个或多个静止支柱174(例如，在一些实施例中仅联接到静止支柱174)，使得热交换器200可以通过静止支柱174固定在风扇管道内。在更进一步的实施例中，一个或多个热交换器可以联接到风扇管道172、核心管道122和一个或多个静止支柱174的任何组合。
在特定实施例中，如上所述，每个热交换器200可以联接到三流发动机100的风扇管道172内的不同结构。例如，如图所示，第一热交换器200可以联接到风扇罩170，第二热交换器200可以联接到核心罩，第三热交换器200可以联接到静止支柱174。
在不同的实施例之间，热交换器200可以以多种方式在风扇管道172内延伸。例如，在一些实施例中，如图10所示，一个或多个热交换器200可以从风扇罩170径向向内延伸到风扇管道172中。在这样的实施例中，热交换器200可以与核心罩122径向间隔开，使得在一些实施例中热交换器200无论如何都不接触核心罩。在其他实施例中，热交换器200可以从核心罩120径向向外延伸到风扇管道172中。在这样的实施例中，热交换器200可以与风扇罩170径向间隔开，使得在一些实施例中热交换器不接触风扇罩170。在示例性实施例中，热交换器200可以完全径向地延伸穿过风扇管道172(例如，在核心罩122和风扇罩170之间)。
在示例性实施例中，热交换器200可以仅在一端安装在风扇管道172内，使得热交换器200的相对端在风扇管道172内自由热膨胀和收缩，从而增加热交换器200的操作灵活性和寿命。例如，如图所示，每个热交换器200可以在风扇管道172内在固定端208和自由端210之间延伸，以允许热交换器200在风扇管道172内的热膨胀。例如，固定端208可以是壁歧管202、204中的一个，而自由端可以是壁歧管202、204中的另一个。热交换器的固定端208可以焊接、钎焊或以其他方式永久地联接到风扇罩170、核心罩122和/或静止支柱174中的一个或多个。每个热交换器200的自由端210可以不联接到三流发动机100，从而允许热交换器200在风扇管道172内的不受限制的热增长。在一些实施例中，自由端210仍可以接触风扇罩170、核心罩122和/或静止支柱174中的一个或多个，但可以与其完全分离，使得当热交换器200热膨胀/收缩时自由端210可以与限定风扇管道172的一个或多个表面滑动接触。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
进一步方面由以下条项的主题提供：
一种用于飞行器发动机的热交换器，所述热交换器包括：第一壁歧管；第二壁歧管，所述第二壁歧管与所述第一壁歧管间隔开；多个轮叶，所述多个轮叶在所述第一壁歧管和所述第二壁歧管之间大体周向延伸；以及多个流体回路，所述多个流体回路限定在所述热交换器内，所述多个流体回路中的每个流体回路包括限定在所述第一壁歧管内的入口沟道部分和出口沟道部分、限定在所述第二壁歧管内的返回沟道部分、以及限定在所述多个轮叶中的每个轮叶内的多个通道部分中的至少一个通道部分，其中所述至少一个通道部分在所述返回沟道部分与所述入口沟道部分和所述出口沟道部分中的一个之间延伸。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述返回沟道部分将所述多个通道部分中的第一通道部分流体地连接到所述多个通道部分中的第二通道部分，所述第一通道部分在所述返回沟道部分和所述入口沟道部分之间延伸，并且所述第二通道部分在所述返回沟道部分和所述出口沟道部分之间延伸。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述入口沟道部分和所述出口沟道部分两者分别流体地联接到相应的流体系统，所述相应的流体系统包括至少一个动力流体供应部和至少一个动力流体返回部。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个流体回路中的每个流体回路独立地可操作，以经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的一个从所述至少一个流体供应部接收动力流体，并且经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的另一个将所述动力流体输送到所述至少一个流体返回部。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述热交换器是一体地形成的。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述第一歧管和所述第二歧管一体地形成并焊接到所述多个轮叶。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个轮叶中的每个轮叶包括前缘、后缘以及在所述前缘和所述后缘之间延伸的侧壁。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个轮叶沿径向方向彼此间隔开以限定气流通道，并且其中，每个气流通道被构造为在与所述多个流体回路中的每个流体回路的所述至少一个通道部分大体垂直的方向上接收和排出空气流。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的恒定宽度。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的连续变化的宽度。
一种发动机，包括：风扇区段；核心发动机，所述核心发动机设置在所述风扇区段的下游；核心罩，所述核心罩环形地包围所述核心发动机并且至少部分地限定核心管道；风扇罩，所述风扇罩从所述核心罩径向向外设置并且环形地包围所述核心罩的至少一部分；以及热交换器，所述热交换器设置在所述风扇管道内，其中所述热交换器提供流过风扇管道的冷却剂流体和流过所述热交换器的至少一种动力流体之间的热连通，所述热交换器包括：第一壁歧管；第二壁歧管，所述第二壁歧管与所述第一壁歧管间隔开；多个轮叶，所述多个轮叶在所述第一壁歧管和所述第二壁歧管之间大体周向延伸；以及多个流体回路，所述多个流体回路限定在所述热交换器内，所述多个流体回路中的每个流体回路包括限定在所述第一壁歧管内的入口沟道部分和出口沟道部分、限定在所述第二壁歧管内的返回沟道部分、以及限定在所述多个轮叶中的每个轮叶内的多个通道部分中的至少一个通道部分，其中所述至少一个通道部分在所述返回沟道部分与所述入口沟道部分和所述出口沟道部分中的一个之间延伸。
根据这些条项中的一个或多个所述的发动机，其中所述返回沟道部分将所述多个通道部分中的第一通道部分流体地连接到所述多个通道部分中的第二通道部分，所述第一通道部分在所述返回沟道部分和所述入口沟道部分之间延伸，并且所述第二通道部分在所述返回沟道部分和所述出口沟道部分之间延伸。
根据这些条项中的一个或多个所述的发动机，其中所述入口沟道部分和所述出口沟道部分两者分别流体地联接到相应的流体系统，所述相应的流体系统包括至少一个动力流体供应部和至少一个动力流体返回部。
根据这些条项中的一个或多个所述的发动机，其中所述多个流体回路中的每个流体回路独立地可操作，以经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的一个从所述至少一个流体供应部接收动力流体，并且经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的另一个将所述动力流体输送到所述至少一个流体返回部。
根据这些条项中的一个或多个所述的发动机，其中所述热交换器是一体地形成的。
根据这些条项中的一个或多个所述的发动机，其中所述多个轮叶中的每个轮叶包括前缘、后缘以及在所述前缘和所述后缘之间延伸的侧壁。
根据这些条项中的一个或多个所述的发动机，其中所述多个轮叶沿径向方向彼此间隔开以限定气流通道，并且其中，每个气流通道被构造为在与所述多个流体回路中的每个流体回路的所述至少一个通道部分大体垂直的方向上接收和排出空气流。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的恒定宽度。
根据这些条项中的一个或多个所述的热交换器，其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的连续变化的宽度。
一种用于飞行器发动机的热交换器，所述热交换器包括：第一壁歧管；第二壁歧管，所述第二壁歧管与所述第一壁歧管间隔开；多个轮叶，所述多个轮叶在所述第一壁歧管和所述第二壁歧管之间大体周向延伸；以及多个流体回路，所述多个流体回路限定在所述热交换器内，所述多个流体回路中的每个流体回路包括限定在所述第一壁歧管内的第一沟道部分、限定在所述第二壁歧管内的第二沟道部分、以及限定在所述多个轮叶中的每个轮叶内的多个通道部分中的通道部分，所述多个通道部分中的每个通道部分在相应的第一通道部分和相应的第二通道部分之间延伸。

Claims (18)

1.一种用于飞行器发动机的热交换器，其特征在于，所述热交换器包括：
第一壁歧管；
第二壁歧管，所述第二壁歧管与所述第一壁歧管间隔开；
多个轮叶，所述多个轮叶在所述第一壁歧管和所述第二壁歧管之间大体周向延伸；以及
多个流体回路，所述多个流体回路限定在所述热交换器内，所述多个流体回路中的每个流体回路包括：
限定在所述第一壁歧管内的入口沟道部分和出口沟道部分；
限定在所述第二壁歧管内的返回沟道部分；以及
限定在所述多个轮叶中的每个轮叶内的多个通道部分中的至少一个通道部分，其中所述至少一个通道部分在所述返回沟道部分与所述入口沟道部分和所述出口沟道部分中的一个之间延伸，
其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的连续变化的宽度。
2.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，其中所述返回沟道部分将所述多个通道部分中的第一通道部分流体地连接到所述多个通道部分中的第二通道部分，所述第一通道部分在所述返回沟道部分和所述入口沟道部分之间延伸，并且所述第二通道部分在所述返回沟道部分和所述出口沟道部分之间延伸。
3.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，其中所述入口沟道部分和所述出口沟道部分两者分别流体地联接到相应的流体系统，所述相应的流体系统包括至少一个动力流体供应部和至少一个动力流体返回部。
4.根据权利要求3所述的热交换器，其特征在于，其中所述多个流体回路中的每个流体回路独立地可操作，以经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的一个从所述至少一个流体供应部接收动力流体，并且经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的另一个将所述动力流体输送到所述至少一个流体返回部。
5.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，其中所述热交换器是一体地形成的。
6.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，其中所述第一壁歧管和所述第二壁歧管一体地形成并焊接到所述多个轮叶。
7.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，其中所述多个轮叶中的每个轮叶包括前缘、后缘以及在所述前缘和所述后缘之间延伸的侧壁。
8.根据权利要求7所述的热交换器，其特征在于，其中所述多个轮叶沿径向方向彼此间隔开以限定气流通道，并且其中，每个气流通道被构造为在与所述多个流体回路中的每个流体回路的所述至少一个通道部分大体垂直的方向上接收和排出空气流。
9.根据权利要求1所述的热交换器，其特征在于，其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的恒定宽度。
10.一种发动机，其特征在于，包括：
风扇区段；
核心发动机，所述核心发动机设置在所述风扇区段的下游；
核心罩，所述核心罩环形地包围所述核心发动机并且至少部分地限定核心管道；
风扇罩，所述风扇罩从所述核心罩径向向外设置并且环形地包围所述核心罩的至少一部分；以及
热交换器，所述热交换器设置在风扇管道内，其中所述热交换器提供流过所述风扇管道的冷却剂流体和流过所述热交换器的至少一种动力流体之间的热连通，所述热交换器包括：
第一壁歧管；
第二壁歧管，所述第二壁歧管与所述第一壁歧管间隔开；
多个轮叶，所述多个轮叶在所述第一壁歧管和所述第二壁歧管之间大体周向延伸；以及
多个流体回路，所述多个流体回路限定在所述热交换器内，所述多个流体回路中的每个流体回路包括：
限定在所述第一壁歧管内的入口沟道部分和出口沟道部分；
限定在所述第二壁歧管内的返回沟道部分；以及
限定在所述多个轮叶中的每个轮叶内的多个通道部分中的至少一个通道部分，其中所述至少一个通道部分在所述返回沟道部分与所述入口沟道部分和所述出口沟道部分中的一个之间延伸，
其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的连续变化的宽度。
11.根据权利要求10所述的发动机，其特征在于，其中所述返回沟道部分将所述多个通道部分中的第一通道部分流体地连接到所述多个通道部分中的第二通道部分，所述第一通道部分在所述返回沟道部分和所述入口沟道部分之间延伸，并且所述第二通道部分在所述返回沟道部分和所述出口沟道部分之间延伸。
12.根据权利要求10所述的发动机，其特征在于，其中所述入口沟道部分和所述出口沟道部分两者分别流体地联接到相应的流体系统，所述相应的流体系统包括至少一个动力流体供应部和至少一个动力流体返回部。
13.根据权利要求12所述的发动机，其特征在于，其中所述多个流体回路中的每个流体回路独立地可操作，以经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的一个从所述至少一个流体供应部接收动力流体，并且经由所述入口沟道部分或所述出口沟道部分中的另一个将所述动力流体输送到所述至少一个流体返回部。
14.根据权利要求10所述的发动机，其特征在于，其中所述热交换器是一体地形成的。
15.根据权利要求10所述的发动机，其特征在于，其中所述多个轮叶中的每个轮叶包括前缘、后缘以及在所述前缘和所述后缘之间延伸的侧壁。
16.根据权利要求15所述的发动机，其特征在于，其中所述多个轮叶沿径向方向彼此间隔开以限定气流通道，并且其中，每个气流通道被构造为在与所述多个流体回路中的每个流体回路的所述至少一个通道部分大体垂直的方向上接收和排出空气流。
17.根据权利要求10所述的发动机，其特征在于，其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的恒定宽度。
18.一种用于飞行器发动机的热交换器，其特征在于，所述热交换器包括：
第一壁歧管；
第二壁歧管，所述第二壁歧管与所述第一壁歧管间隔开；
多个轮叶，所述多个轮叶在所述第一壁歧管和所述第二壁歧管之间大体周向延伸；以及
多个流体回路，所述多个流体回路限定在所述热交换器内，所述多个流体回路中的每个流体回路包括限定在所述第一壁歧管内的第一沟道部分、限定在所述第二壁歧管内的第二沟道部分、以及限定在所述多个轮叶中的每个轮叶内的多个通道部分中的通道部分，所述多个通道部分中的每个通道部分在相应的第一沟道部分和相应的第二沟道部分之间延伸，
其中所述多个通道部分中的所述至少一个通道部分限定从所述第一壁歧管到所述第二壁歧管的连续变化的宽度。
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