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CN117751233A - 飞行器涡轮发动机中的用于对油进行冷却的系统 - Google Patents

飞行器涡轮发动机中的用于对油进行冷却的系统 Download PDF

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CN117751233A
CN117751233A CN202180100850.7A CN202180100850A CN117751233A CN 117751233 A CN117751233 A CN 117751233A CN 202180100850 A CN202180100850 A CN 202180100850A CN 117751233 A CN117751233 A CN 117751233A
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CN
China
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heat exchanger
turbine engine
pressure compressor
aircraft turbine
support housing
Prior art date
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Pending
Application number
CN202180100850.7A
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English (en)
Inventor
X·范登普拉斯
布鲁诺·塞维斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aero Boosters SA
General Electric Co
Original Assignee
Safran Aero Boosters SA
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aero Boosters SA, General Electric Co filed Critical Safran Aero Boosters SA
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Pending legal-status Critical Current

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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种飞行器涡轮发动机(100)中的用于对油进行冷却的系统(1)，所述系统包括：中间支撑壳体(2)，中间支撑壳体配置成位于飞行器涡轮发动机(100)的低压压缩机(120)与高压压缩机(130)之间；以及热交换器(3)，热交换器用于通过与空气的热交换来对油进行冷却，其中，热交换器(3)至少部分地集成到中间支撑壳体(2)中。

Description

飞行器涡轮发动机中的用于对油进行冷却的系统
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮发动机中的用于对油进行冷却的系统。
背景技术
飞行器涡轮发动机的性能的提高导致向油的排热的增加。特别地从文献BE2017/5735中已知一种用于对油进行冷却的热交换器。
发明内容
本发明的目的是改进用于对油进行冷却的热交换器在飞行器涡轮发动机中的集成。
为此，本发明提出了一种飞行器涡轮发动机中的用于对油进行冷却的系统，该系统包括：中间支撑壳体，中间支撑壳体配置成位于飞行器涡轮发动机的低压压缩机与高压压缩机之间；以及热交换器，热交换器配置成通过与空气的热交换来对油进行冷却；热交换器至少部分地集成到中间支撑壳体中。
热交换器至少部分地集成在中间支撑壳体中导致更紧凑且更轻的涡轮发动机。这还降低了涡轮发动机的生产成本。
涡轮发动机可以为双流式，在双流式的情况下，涡轮发动机包括主通道和次级通道。涡轮发动机可以为三流式，在三流式的情况下，涡轮发动机包括主通道、次级通道以及第三通道。
根据本发明的有利实施例，热交换器可以包括被单独地采用或以任何技术上可能的组合的方式采用的以下特征中的一项或多项：
·热交换器包括被构造成位于飞行器涡轮发动机的主通道中的主通道表面；
·主通道表面被构造成位于低压压缩机的最下游轮叶与高压压缩机的最上游轮叶之间；
·热交换器被构造成部分阻挡主通道；
·热交换器包括被构造成位于飞行器涡轮发动机的次级通道中的次级通道表面；
·热交换器被构造成在主通道与次级通道之间径向延伸，并且热交换器包括被构造成位于飞行器涡轮发动机的次级通道中的次级通道表面；
·热交换器被构造成部分阻挡次级通道；
·热交换器包括被构造成位于飞行器涡轮发动机的第三通道中的第三通道表面；
·热交换器被构造成部分阻挡第三通道；
·热交换器是环形的，并且被构造成围绕飞行器涡轮发动机的轴线延伸；
·热交换器包括翅片，翅片被构造成径向延伸并且平行于飞行器涡轮发动机的轴线；
·热交换器是附接到中间支撑壳体的部件，或者热交换器和中间支撑壳体一体地制成。
本发明还提出了一种飞行器涡轮发动机，该飞行器涡轮发动机包括这种系统、低压压缩机以及高压压缩机，中间支撑壳体位于低压压缩机与高压压缩机之间。
本发明还提出了一种包括这种涡轮发动机的飞行器。
附图说明
通过以下详细描述并且为了理解该描述而参照附图，本发明的进一步特征和优点将变得明显，在附图中：
-图1是飞行器涡轮发动机沿着轴线的横截面视图，该飞行器涡轮发动机包括根据本发明的系统的示例；以及
-图2是另一飞行器涡轮发动机沿着轴线的横截面视图，该飞行器涡轮发动机包括根据本发明的系统的另一示例。
具体实施方式
本文的该部分详细描述了本发明的优选实施例。使用并参照了附图，但是本发明不受附图的限制。以下所描述的图和/或附图仅为示意性的并且不是限制性的。
在本文献的上下文中，所提及的“轴向”方向、“周向”方向以及“径向”方向分别对应于平行于驱动轴线的方向、围绕驱动轴线大致呈圆形的方向以及垂直于驱动轴线的方向。附图上的标记示出了分别标注为X、R和C的这些方向(及其含义)。术语“向内地”和“向内”自然地对应于在径向方向上朝向驱动轴线X的定向，术语“向外地”和“向外”对应于在该方向上相反的定向。
图1示出了飞行器涡轮发动机100的示例，该飞行器涡轮发动机包括根据本发明的一个实施例的用于对油进行冷却的系统1。飞行器涡轮发动机100是轴向双流式涡轮发动机，该轴向双流式涡轮发动机沿着驱动轴线X依次包括风扇110、低压压缩机120、高压压缩机130、燃烧室160、高压涡轮140以及低压涡轮150。风扇110产生主通道106中的主空气流，以及次级通道107中的次级空气流。
飞行器涡轮发动机100包括位于风扇110下游的入口支撑壳体181。入口支撑壳体181设置有界定主通道106的环形筒部(manche)以及穿过主通道106径向向内延伸的结构臂183。
飞行器涡轮发动机100包括位于低压压缩机120与高压压缩机130之间的中间支撑壳体2。中间支撑壳体2包括环形筒部(优选地具有鹅颈状轮廓)，所述环形筒部在低压压缩机120与高压压缩机130之间界定了主通道106。中间支撑壳体还具有径向延伸穿过主通道106的结构臂184。
图2示意性地示出了在三流式涡轮发动机的情况下低压压缩机120和高压压缩机130、中间支撑壳体2、主通道106以及第三通道108的相应位置。
根据本发明的系统1包括例如在图1或图2中示出的中间支撑壳体2以及至少部分地集成在中间支撑壳体2中的热交换器3。热交换器3具有至少一个位于主通道106和/或次级通道107(图1)和/或第三通道108(图2)中的表面。热交换器3包括使得油能够流入的流体入口以及使得油能够流出的流体出口。
热交换器3可以呈围绕涡轮发动机的轴线X的环形。
热交换器3可以是附接到中间支撑壳体2的部件，或者可以与中间支撑壳体2成一体。
热交换器3可以与结构臂184在轴向上位于相同的水平。
在图1所示的示例中，热交换器3径向穿过中间支撑壳体2，热交换器具有位于主通道106中并且径向靠内的主通道表面31，并且具有位于次级通道107中并且径向靠外的次级通道表面32。
主通道表面31位于低压压缩机120的最下游轮叶的下游，并且位于高压压缩机130的最上游轮叶的上游。
在图2所示的示例中，热交换器3具有位于第三通道108中的第三通道表面33。热交换器部分地阻挡第三通道108。热交换器包括多个翅片34，翅片径向延伸并且平行于涡轮发动机的轴线。
已经结合特定实施例对本发明进行了描述，这些实施例是示例性的并且不应当被认为是限制性的。以通常的方式，本发明不限于上文所示出的和/或所描述的示例。动词“由……构成”、“包含”、“包括”或任何其它变型以及它们的组合的使用绝不能排除存在除了所提及的元件之外的元件。使用不定冠词“一”、“一个”、或者定冠词“该”以引入元件并不排除存在多个这些元件。权利要求中的附图标记并不对权利要求的范围产生限制。

Claims (15)

1.一种飞行器涡轮发动机(100)中的用于对油进行冷却的系统(1)，包括：
·中间支撑壳体(2)，所述中间支撑壳体配置成位于所述飞行器涡轮发动机(100)的低压压缩机(120)与高压压缩机(130)之间，以及
·热交换器(3)，所述热交换器配置成通过与空气的热交换来对所述油进行冷却；
所述热交换器(3)至少部分地集成到所述中间支撑壳体(2)中。
2.根据前一项权利要求所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)包括被构造成位于所述飞行器涡轮发动机(100)的主通道(106)中的主通道表面(31)。
3.根据前一项权利要求所述的系统(1)，其中，所述主通道表面(31)被构造成位于所述低压压缩机(120)的最下游轮叶与所述高压压缩机(130)的最上游轮叶之间。
4.根据权利要求2或3所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)被构造成部分阻挡所述主通道(106)。
5.根据前述权利要求中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)包括被构造成位于所述飞行器涡轮发动机(100)的次级通道(107)中的次级通道表面(32)。
6.根据权利要求2至4中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)被构造成在所述主通道(106)与次级通道(107)之间径向延伸，并且所述热交换器包括被构造成位于所述飞行器涡轮发动机(100)的次级通道(107)中的次级通道表面(32)。
7.根据权利要求5或6所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)被构造成部分阻挡所述次级通道(107)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)包括被构造成位于所述飞行器涡轮发动机(100)的第三通道(108)中的第三通道表面(33)。
9.根据前一项权利要求所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)被构造成部分阻挡所述第三通道(108)。
10.根据前述权利要求中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)是环形的，并且被构造成围绕所述飞行器涡轮发动机(100)的轴线(X)延伸。
11.根据前述权利要求中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)包括翅片(34)，所述翅片被构造成径向延伸并且平行于所述飞行器涡轮发动机(100)的轴线。
12.根据前述权利要求中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)是固定到所述中间支撑壳体(2)的部件。
13.根据权利要求1至11中任一项所述的系统(1)，其中，所述热交换器(3)和所述中间支撑壳体(2)由一体地制成。
14.一种飞行器涡轮发动机(100)，包括根据前述权利要求中任一项所述的系统(1)、低压压缩机(120)以及高压压缩机(130)，所述中间支撑壳体(2)位于所述低压压缩机(120)与所述高压压缩机(130)之间。
15.一种飞行器，包括根据前一项权利要求所述的涡轮发动机(100)。
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