飞行器推进组件和包括这种飞行器推进组件的飞行器的制作方法

1.本技术涉及一种具有定位在分岔件中具有六边形纵向截面的板式热交换器的飞行器推进组件、以及一种包括所述飞行器推进组件的飞行器。


背景技术：

2.根据一种配置，飞行器10包括多个推进组件12，这些推进组件定位在机翼14下方。
3.如图1和图2所示，推进组件12包括：
[0004]-发动机16，核心气流在该发动机中流动，
[0005]-短舱18，该短舱被定位成围绕发动机16，以便与该发动机一起界定环形管道20，冷空气的旁通流22在该环形管道中流动，以及
[0006]-吊挂架24，该吊挂架提供发动机16与机翼14之间的连接。
[0007]
短舱18包括外壁18.1和内壁18.2，该外壁和该外壁界定环形管道20。
[0008]
发动机16在由箭头26所表示的核心流的流动方向上包括：大尺寸的风扇壳体16.1，该风扇壳体界定环形风扇导管；较小尺寸的中心壳体16.2，该中心壳体围封发动机16的“核心”区，核心流穿过该“核心”区；以及较大尺寸的排放壳体16.3，核心流经由该排放壳体排出。
[0009]
吊挂架24包括刚性主要结构28和次要结构30，该刚性主要结构除其他事项之外还用于在发动机16与飞行器10的其余部分之间传递力，该次要结构围封主要结构28、并且减小吊挂架24的阻力。
[0010]
如图2所示，每个推进组件12包括至少一个热交换装置32，该至少一个热交换装置被配置成冷却热空气，该热空气取自发动机16的压缩级并且去往用于飞行器的空调和加压、和/或用于机翼14的除冰的系统。
[0011]
根据第一实施例，每个热交换装置32包括：
[0012]-热交换器34，该热交换器具有平行六面体形状并且具有第一热空气回路和第二冷空气回路，该第一热空气回路将定位在热交换器34的第一面上的第一入口36连接至定位在与该第一面平行的第二面上的第一出口38，该第二冷空气回路将定位在与该第一面和该第二面垂直的第三面上的第二入口40连接至定位在与该第三面平行的第四面上的第二出口42，
[0013]-热空气供应管道44，该热空气供应管道被配置成从发动机16获取热空气，该热空气供应管道穿过吊挂架的主要结构28并且连接至第一入口36，
[0014]-热空气出口管道46，该热空气出口管道连接至第一出口38，
[0015]-冷空气供应管道48，该冷空气供应管道连接至第二入口40、经由斗形件50通向旁通流动22，该斗形件被配置成从旁通流22获取冷空气，
[0016]-排放管道52，该排放管道连接至第二出口42，该排放管道经由栅格54通向飞行器之外，该栅格设置在吊挂架的次要结构30中并且被配置成将空气排出飞行器之外。
[0017]
根据第一实施例，热交换器34定位在短舱18的外壁18.1与内壁18.2之间、在环形
管道20的外部。
[0018]
因为飞行器发动机具有越来越大的直径、而且为了改进空气动力学性能并保留最小离地间隙而尽可能靠近机翼14定位，所以位于吊挂架的主要结构28上方和吊挂架的次要结构30下方的区越来越有限，这往往会使热交换装置32的整合更加复杂。
[0019]
根据文件fr 3077060中所描述的第二实施例，热交换器是定位在吊挂架的主要结构中的共轴式热交换器。这种解决方案使得能够腾出被位于短舱中、在该短舱的内壁与外壁之间的热交换器占据的空间。然而，这使得吊挂架的主要结构的内区(该内区是非常密集的区)更加复杂。


技术实现要素：

[0020]
本发明力图弥补现有技术的全部或一些缺陷。
[0021]
为此，本发明涉及一种飞行器推进组件，该飞行器推进组件具有：发动机；短舱，该短舱被定位成围绕该发动机；环形管道，该环形管道由该发动机和该短舱界定，冷空气的旁通流在该环形管道中流动；至少一个分岔件，该至少一个分岔件连接该发动机与该短舱并且具有前缘；以及吊挂架的主要结构，该主要结构容纳在该分岔件中并且被配置成将该发动机连接至飞行器机翼。该推进组件具有至少一个热交换装置，该至少一个热交换装置包括：
[0022]-热交换器，该热交换器具有连接第一入口与第一出口的第一热空气回路和连接第二入口与第二出口的第二冷空气回路，
[0023]-热空气供应管道，该热空气供应管道连接至该第一入口并且被配置成从该发动机获取热空气，
[0024]-热空气出口管道，该热空气出口管道连接至该第一出口并且被配置成将热空气朝向至少一个飞行器设备传送，
[0025]-冷空气供应管道，该冷空气供应管道连接至该第二入口并且被配置成从该旁通流获取冷空气，
[0026]-排放管道，该排放管道连接至该第二出口并且被配置成将该冷空气排出该飞行器之外。
[0027]
根据本发明，该热交换器是具有六边形纵向截面并且定位在该分岔件中的板式热交换器。
[0028]
将热交换器设置成具有六边形纵向截面使得能够获得更紧凑的热交换装置并且能够将该热交换装置定位在分岔件中。
[0029]
根据另一个特征，该热交换器包括板，这些板定位在竖直纵向平面中。
[0030]
根据另一个特征，该冷空气供应管道具有至少一个开口，该至少一个开口被配置成从该旁通流获取冷空气并且定位在该分岔件的前缘中。
[0031]
根据另一个特征，该开口大致定位在该环形管道的中间。
[0032]
根据另一个特征，冷空气供应管道包括第一部分和第二部分，该第一部分具有连接至该开口的第一端部、以及第二端部，该第二部分具有连接至该热交换器的第二入口的第一端部、以及第二端部，该第一部分的第二端部和该第二部分的第二端部彼此套接并且能够相对于彼此滑动。
[0033]
根据另一个特征，该热交换器包括相互平行的上侧面和下侧面、垂直于该上侧面和该下侧面的相互平行的右侧面和左侧面、垂直于该右侧面和该左侧面的第一上端面和第一下端面、以及垂直于该右侧面和该左侧面的第二上端面和第二下端面；该第一上端面和该第二上端面与该上侧面相邻并且定位在所述上侧面的两侧，该第一下端面和该第二下端面与该下侧面相邻并且定位在所述下侧面的两侧。
[0034]
根据另一个特征，该第一上端面和该第一下端面在其之间形成介于60
°
至150
°
之间的角度，该第二上端面和该第二下端面在其之间形成介于60
°
至150
°
之间的角度。
[0035]
根据另一个特征，该第一入口定位在该第二下端面上，该第一出口定位在该第一上端面上，该第二入口定位在该第一下端面上，并且该第二出口定位在该第二上端面上。
[0036]
根据另一个特征，该热交换器的下侧面压靠在该主要结构上。
[0037]
根据另一个特征，该热交换器是逆流式热交换器。
[0038]
本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括至少一个根据上述特征之一所述的推进组件。
附图说明
[0039]
其他特征和优点将从本发明的以下描述中变得明显，该描述仅仅是通过举例方式参照附图给出的，在附图中：
[0040]-图1是飞行器的侧视图，
[0041]-图2是热交换装置的示意性表示，展示了现有技术的实施例，
[0042]-图3是板式热交换器的立体图，展示了本发明的实施例，
[0043]-图4是热交换装置的示意性表示，展示了本发明的实施例，以及
[0044]-图5是飞行器的推进组件的前视图，展示了本发明的实施例。
具体实施方式
[0045]
图4和图5示出了推进组件60，该推进组件包括：
[0046]-发动机62，该发动机具有在航空术语中被称为“核心”区的区，核心空气流64在该区中流动。
[0047]-短舱66，该短舱被定位成围绕发动机62，以便与该发动机一起界定环形管道68，冷空气的旁通流70在该环形管道中流动，以及
[0048]-吊挂架72，该吊挂架提供发动机62与飞行器的机翼之间的连接。
[0049]
对于本说明书的其余部分，纵向方向dl与发动机62的旋转轴线平行。纵向平面包含纵向方向。
[0050]
术语“前/后(av/ar)”涉及旁通空气流70的流动方向，该旁通空气流从前向后流动。竖直方向对应于当飞行器在地面上时的竖直平面。
[0051]
吊挂架72包括刚性主要结构74和次要结构，该刚性主要结构除其他事项之外还用于在发动机62与飞行器的其余部分之间传递力，该次要结构在短舱66的外侧围封主要结构74、并且减小吊挂架72的阻力。
[0052]
推进组件60包括分岔件76(图5中可见)，该分岔件穿过环形管道68、连接发动机62与短舱66，吊挂架的主要结构74定位在该短舱中。此分岔件76具有空气动力学整流罩，在旁
通流70中，该空气动力学整流罩围封主要结构74，以减少对旁通流70的干扰。
[0053]
每个分岔件76包括前缘76.1，该前缘对应于位置最靠前的分岔件区并且被配置成将旁通流70分离成在分岔件76的两侧流动的两个流。第一分岔件76定位在发动机62上方的基本上竖直的平面中。
[0054]
未给出推进组件的所有这些元件的更详细的描述，因为它们可以与现有技术中的那些元件相同。
[0055]
至少一个推进组件60包括至少一个热交换装置78，该至少一个热交换装置被配置成冷却热空气，该热空气取自发动机62的压缩级并且去往用于飞行器的空调和加压、用于机翼的除冰的系统和/或去往飞行器的任何其他系统。
[0056]
根据第一实施例，每个热交换装置78包括：
[0057]-热交换器80，该热交换器具有连接第一入口82与第一出口84的第一热空气回路和连接第二入口86与第二出口88的第二冷空气回路，
[0058]-热空气供应管道90，该热空气供应管道的第一端部90.1连接至第一入口82并且第二端部90.2被配置成从发动机62获取热空气，
[0059]-热空气出口管道92，该热空气出口管道的第一端部92.1连接至第一出口84并且第二端部92.2被配置成将热空气朝向至少一个飞行器设备传送，
[0060]-冷空气供应管道94，该冷空气供应管道的第一端部94.1连接至第二入口86并且第二端部94.2具有被配置成从旁通流70获取冷空气的至少一个开口96，
[0061]-排放管道98，该排放管道的第一端部98.1连接至第二出口88并且第二端部98.2被配置成将空气排出飞行器之外。
[0062]
热交换器80的第一回路和第二回路被配置成在第一回路中流动的热空气与第二回路中流动的冷空气之间进行热交换。
[0063]
第一热空气供应管道90穿过吊挂架72的主要结构74。
[0064]
根据一个特定特征，冷空气供应管道94中的开口96定位在第一分岔件76的前缘76.1中，该第一分岔件定位在发动机62上方的基本上竖直的平面中。如图5所展示，开口96被定位成与发动机62和短舱66大致等距、在环形管道68的中间。
[0065]
将开口96定位在分岔件76的前缘76.1中促进将空气引入冷空气供应管道94中并且减少由热交换装置78对旁通流动70造成的干扰。
[0066]
根据一种配置，冷空气供应管道94包括阀100，该阀被配置成调节传递至热交换器80的冷空气的流量。
[0067]
根据一种配置，冷空气供应管道94包括第一部分101和第二部分101'，第一部分101具有连接至开口96的第一端部、以及第二端部，第二部分101'具有连接至热交换器80的第二入口86的第一端部、以及第二端部，第一部分101和第二部分101'的第二端部彼此套接并且能够相对于彼此滑动。第一部分101和第二部分101'的第二端部之间插置了密封件。
[0068]
根据一个特定特征，热交换器80是具有多个相互平行的、间隔开的板102的板式热交换器，该多个板将热空气和冷空气分离，热空气和冷空气交替地在板102之间流动。热交换器80包括第一回路和第二回路，热空气在该第一回路中流动，该第一回路包括板之间的第一区，冷空气在该第二回路中流动，该第二回路包括板之间的第二区，这些第二区插置在板之间的第一区之间。因此，热空气在第一板与第二板之间流动、在第三板与第四板之间流
动、在第五板与第六板之间流动，以此类推，而冷空气在第二板与第三板之间流动、在第四板与第五板之间流动、在第六板与第七板之间流动，以此类推。
[0069]
根据一种配置，热交换器80的第一回路和第二回路被布置成以便获得逆流式热交换器，热空气和冷空气并行地在板102的两侧循环，但循环方向是相反的，特别是在热交换器80的中心部分中。这种配置使得能够在给定大小的情况下获得更有效的热交换器。
[0070]
热交换器80包括：第一进给器82.1，该第一进给器被配置成将第一入口82置于与板之间的第一区连通；第一歧管84.1，该第一歧管被配置成将板之间的第一区置于与第一出口84连通；第二进给器86.1，该第二进给器被配置成将第二入口86置于与板之间的第二区连通；以及第二歧管88.1，该第二歧管被配置成将板之间的第二区置于与第二出口88连通。
[0071]
热交换器80的板102定位在竖直纵向平面中。
[0072]
热交换器80具有成对平行的四个侧面，具体为上侧面104、与上侧面104平行的下侧面104'、右侧面106、以及与右侧面106平行的左侧面106'。
[0073]
上侧面104和下侧面104'垂直于右侧面106和左侧面106'。因此，热交换器80在(垂直于侧面104、104'、106、106'的)横向平面中具有方形或矩形截面。
[0074]
根据本发明的一个特定特征，热交换器80在平行于板102的纵向平面中具有六边形纵向截面。因此，热交换器80在第一端部处具有第一上端面108和第一下端面108'，并且在第二端部处具有第二上端面110和第二下端面110'。
[0075]
第一上端面108和第二上端面110与上侧面104相邻并且定位在所述上侧面104的两侧。第一下端面108'和第二下端面110'与下侧面104'相邻并且定位在所述下侧面104'的两侧。
[0076]
第一上端面108、第一下端面108'、第二上端面110和第二下端面110'基本上垂直于右侧面106和左侧面106'。
[0077]
第一上端面108和第一下端面108'在其之间形成介于60
°
至150
°
之间的角度。并行地，第二上端面110和第二下端面110'在其之间形成介于60
°
至150
°
之间的角度。
[0078]
根据一种配置，第一入口82和第一进给器82.1定位在第二下端面110'上，第一出口84和第一歧管84.1定位在第一上端面108上，第二入口86和第二进给器86.1定位在第一下端面108'上，第二出口88和第二歧管88.1定位在第二上端面110上。
[0079]
将热交换器设置成具有六边形纵向截面使得能够获得更紧凑的热交换装置78。因此，通过与现有技术形成对比，冷空气供应管道94和热空气供应管道92不会在热交换器80的出口处形成大约90
°
的角度，而是形成小于90
°
、约60
°
的角度。类似地，热空气供应管道90和排放管道98不会在热交换器80的出口处形成大约90
°
的角度，而是形成小于90
°
、约60
°
的角度。上侧面104、下侧面104'、右侧面106和左侧面106'因此很明显。
[0080]
凭借这种紧凑性，热交换器80定位在第一分岔件76中，该热交换器的下侧面104'压靠在主要结构74上。
[0081]
这种布置使得能够不会进一步阻塞主要结构的内部和位于短舱66的外部管道与内部管道之间、在环形管道上方的区。

技术特征：
1.一种飞行器推进组件，所述飞行器推进组件具有：发动机(62)；短舱(66)，所述短舱被定位成围绕所述发动机(62)；环形管道(68)，所述环形管道由所述发动机(62)和所述短舱(66)界定，冷空气的旁通流(70)在所述环形管道中流动；至少一个分岔件(76)，所述至少一个分岔件连接所述发动机(62)与所述短舱(66)并且具有前缘(76.1)；以及吊挂架的主要结构(74)，所述主要结构容纳在所述分岔件(76)中并且被配置成将所述发动机(62)连接至飞行器机翼，所述飞行器推进组件具有至少一个热交换装置(78)，所述至少一个热交换装置包括：-热交换器(80)，所述热交换器具有连接第一入口(82)与第一出口(84)的第一热空气回路和连接第二入口(86)与第二出口(88)的第二冷空气回路，-热空气供应管道(90)，所述热空气供应管道连接至所述第一入口(82)并且被配置成从所述发动机(62)获取热空气，-热空气出口管道(92)，所述热空气出口管道连接至所述第一出口(84)并且被配置成将热空气朝向至少一个飞行器设备传送，-冷空气供应管道(94)，所述冷空气供应管道连接至所述第二入口(86)并且被配置成从所述旁通流(70)获取冷空气，-排放管道(98)，所述排放管道连接至所述第二出口(88)并且被配置成将所述冷空气排出所述飞行器之外，其特征在于，所述热交换器(80)是具有六边形纵向截面并且定位在所述分岔件(76)中的板式热交换器。2.根据权利要求1所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述热交换器(80)包括板(102)，所述板定位在竖直纵向平面中。3.根据前述权利要求之一所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述冷空气供应管道(94)具有至少一个开口(96)，所述至少一个开口被配置成从所述旁通流(70)获取冷空气并且定位在所述分岔件(76)的所述前缘(76.1)中。4.根据权利要求3所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述开口(96)大致定位在所述环形管道(68)的中间。5.根据权利要求3或4所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述冷空气供应管道(94)包括第一部分(101)和第二部分(101')，所述第一部分(101)具有连接至所述开口(96)的第一端部、以及第二端部，所述第二部分(101')具有连接至所述热交换器(80)的所述第二入口(86)的第一端部、以及第二端部，所述第一部分(101)的第二端部和所述第二部分(101')的第二端部彼此套接并且能够相对于彼此滑动。6.根据前述权利要求之一所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述热交换器(80)包括相互平行的上侧面(104)和下侧面(104')、垂直于所述上侧面(104)和所述下侧面(104')的相互平行的右侧面(106)和左侧面(106')、垂直于所述右侧面(106)和所述左侧面(106')的第一上端面(108)和第一下端面(108')、以及垂直于所述右侧面(106)和所述左侧面(106')的第二上端面(110)和第二下端面(110')；所述第一上端面(108)和所述第二上端面(110)与所述上侧面(104)相邻并且定位在所述上侧面(104)的两侧，所述第一下端面(108')和所述第二下端面(110')与所述下侧面(104')相邻并且定位在所述下侧面(104')的两侧。
7.根据权利要求6所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述第一上端面(108)和所述第一下端面(108')之间形成介于60
°
至150
°
之间的角度，并且所述第二上端面(110)和所述第二下端面(110')之间形成介于60
°
至150
°
之间的角度。8.根据权利要求6和7之一所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述第一入口(82)定位在所述第二下端面(110')上，所述第一出口(84)定位在所述第一上端面(108)上，所述第二入口(86)定位在所述第一下端面(108')上，并且所述第二出口(88)定位在所述第二上端面(110)上。9.根据权利要求6至8之一所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述热交换器(80)的所述下侧面(104')压靠在所述主要结构(74)上。10.根据前述权利要求之一所述的飞行器推进组件，其特征在于，所述热交换器(80)是逆流式热交换器。11.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括至少一个根据权利要求1至10之一所述的飞行器推进组件。

技术总结
飞行器推进组件和包括这种飞行器推进组件的飞行器。本发明涉及一种飞行器推进组件，其具有：发动机(62)；短舱(66)，定位成围绕发动机(62)；环形管道(68)，由发动机(62)和短舱(66)界定，冷空气的旁通流(70)在环形管道中流动；至少一个分岔件(76)，穿过环形管道(68)、用于连接发动机(62)与短舱(66)并具有前缘(76.1)；及吊挂架的主要结构(74)，容纳在分岔件(76)中并配置成将发动机(62)连接至飞行器机翼，推进组件具有至少一个热交换装置(78)，热交换装置包括具有六边形纵向截面并定位在分岔件(76)中的板式热交换器(80)。根据一种配置，热交换器是逆流式热交换器。热交换器是逆流式热交换器。热交换器是逆流式热交换器。


技术研发人员：A
受保护的技术使用者：空中客车运营简化股份公司
技术研发日：2022.10.12
技术公布日：2023/4/28