用于飞行器的推进组件的制作方法

1.本发明涉及一种用于飞行器的推进组件，所述推进组件包括推进系统和热交换器，推进系统具有排气喷嘴，排气喷嘴将燃烧气体从推进系统排出，热交换器布置在排气喷嘴处，以确保热能转移到推进系统的燃料中，还涉及一种具有至少一个此类推进系统的飞行器。


背景技术：

2.为了运动，飞行器通常至少有一个推进组件，该推进组件包括布置在短舱中并可以采用喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的形式的推进系统。在每种情况下，推进系统都具有驱动风扇或螺旋桨的旋转组件。旋转组件构成推进系统的核心，其从前到后具有进气口、压缩机、燃烧室和涡轮，进气口允许将空气引入核心的管道，压缩机压缩由此引入的空气，由此压缩的空气在燃烧室中与燃料混合，涡轮允许燃烧气体膨胀并产生旋转，该旋转被传递到风扇或螺旋桨。
3.在涡轮机下游，排气喷嘴确保燃烧气体的排出。
4.同样已知的是，特别是在二氢的情况下，如果在所述燃烧之前对燃料进行加热，则燃料的燃烧效率会得到提高。同样已知的是，使用排气喷嘴排出的一些热燃烧气体来加热燃料。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提出另一种方案，以在燃料燃烧前对其进行加热而不泄出燃烧气体。
6.为此，提出了一种用于飞行器的推进组件，其具有：
7.－短舱；
8.－布置在短舱内的推进系统，其包括：整流罩；具有燃烧室并容纳在整流罩内的旋转组件；排气喷嘴，其位于燃烧室下游并由整流罩的称为喷嘴壁的后部所界定，并确保燃烧室中燃料燃烧所产生的燃烧气体的排放；
9.－燃料箱；
10.－连接该箱和燃烧室的供应管；
11.－密封紧固到喷嘴壁而在其外侧上的罩体，其中，罩体和喷嘴壁在二者之间限定腔室；以及
12.－热交换器系统，其至少部分地通过穿过喷嘴壁的热辐射来在推进系统运行期间确保在排气喷嘴中循环的热燃烧气体与在供应管中循环的较冷燃料之间的热能交换，其中，该热交换器系统具有布置在所述腔室中的管部分，并且其中，在该管部分处进行热能交换，其中，喷嘴壁具有穿过其的多个孔，这些孔在一侧开通到排气喷嘴中，而在另一侧开通到该腔室中。
13.通过这样的布置，燃烧气体的热能被传递到燃料中以更好地燃烧，而不泄出燃烧
气体。
14.根据一具体实施例，热交换器系统的管部分是供应管的一部分。
15.有利地，推进组件具有设置在所述管部分处的泄漏检测装置、连接到泄漏检测装置的控制单元以及在管部分下游安装在供应管上并由控制单元打开和关闭的阀。
16.根据一具体实施例，热交换器系统具有：循环管，传热流体在其中循环；泵，泵布置成使循环管中的传热流体运动；以及热交换器，热交换器布置在供应管与循环管之间，并且热交换器系统的所述管部分是循环管的一部分。
17.有利地，热交换器系统的管部分至少围绕喷嘴壁一圈。
18.根据一具体实施例，孔的直径在1mm至3mm之间。
19.根据一具体实施例，孔的直径在0.4mm至1mm之间，喷嘴壁具有穿过其的至少一个上游孔和至少一个下游孔，上游孔和下游孔的直径在20mm至40mm之间。
20.有利地，热交换器系统的所述管部分由单个连续管道组成。
21.本发明还提出了一种飞行器，其具有至少一个根据前述变型之一的推进组件。
附图说明
22.通过阅读以下对一个示例性实施例的描述，本发明的上述特征及其他特征将变得更加清楚，所述描述参考附图给出，附图中：
23.图1是具有根据本发明的推进组件的飞行器的侧视图；
24.图2是根据本发明第一实施例的推进组件的侧剖示意图；
25.图3是根据本发明第二实施例的推进组件的侧剖示意图；以及
26.图4是根据本发明的推进组件的变型的侧剖示意图。
具体实施方式
27.在以下描述中，与位置相关的术语相对于处于前进运动位置中的飞行器而考虑，即，如图1所示，其中，箭头f示出飞行器的前进运动的方向。
28.图1示出了飞行器100，其具有在两侧紧固有机翼104的机身102。每个机翼104的下方紧固有至少一个推进组件151。
29.图2示出了推进组件151，其包括短舱149和由短舱149围绕的推进系统150。在本发明的此处示出的实施例中，推进系统150采用涡轮螺旋桨发动机的形式，其带有由安装在容纳于短舱149内的推进系统150的整流罩172内侧的旋转组件驱动旋转的螺旋桨152，但推进系统150也可以采用驱动风扇的喷气发动机的形式。因此，推进系统150通常具有旋转组件和运动元件152(螺旋桨或风扇)。
30.在以下描述中，且按照惯例，x标示纵向轴线，其对应于运动元件152的旋转轴线且沿飞行器100的前进运动方向正向定向；y标示横向轴线，当飞行器100在地面上时，其是水平的；而z标示竖直轴线，或当飞行器100在地面上时的竖直高度；这三个轴线x、y和z相互正交。
31.图2至图4示出了涡轮螺旋桨发动机情况下的推进系统150。旋转组件160构成推进系统150的核心，其从前到后具有进气口162、压缩机166、燃烧室168和涡轮170，进气口162允许将空气引入核心的管道164，压缩机166压缩由此引入的空气，在燃烧室168中由此压缩
的空气与燃料混合并且该混合物燃烧，涡轮170允许燃烧气体膨胀并产生旋转，该旋转被传递到运动元件，在此情况下是螺旋桨152。整流罩172围绕旋转组件160的元件，整流罩由围绕旋转组件160的元件安装的结构性壳体形成，并使其能够变硬，以特别限制运行期间的畸变。
32.整流罩172一方面在进气口162处向前敞开，并界定管道164，另一方面在处于涡轮170下游因此也处于燃烧室168下游的排气喷嘴174处向后敞开，并确保排放来自燃烧室168中燃料和空气燃烧所产生的燃烧气体。整流罩172的围绕排气喷嘴174的后部形成喷嘴壁180。
33.确保推进系统150运行的各种系统占据短舱149与整流罩172之间的空间。具体地，为了向燃烧室168供应燃料，推进组件151具有：燃料箱178，该燃料箱在本例中容纳在机翼104中；供应管176，该供应管176连接箱178和燃烧室168；以及泵179，该泵179使燃料从箱178穿过供应管176运动到燃烧室168。燃料例如可以是煤油或二氢(h2)。在不脱离本发明范围的情况下，燃料箱178也可以容纳在飞行器100的另一部分中，例如机身102中。
34.为了在燃料喷入燃烧室168之前对其进行加热，以实现更好的燃烧，推进组件151还具有热交换器系统200、300、400，其布置在短舱149与整流罩172之间的空间中，并且布置成在推进系统150运行时确保在排气喷嘴174中循环的热燃烧气体与在供应管176中循环的较冷燃料之间的热能交换。这种热能传递至少部分地是通过在推进系统150运行期间穿过被升至高温的喷嘴壁180的热辐射来实现的。
35.推进组件151还具有罩体210，该罩体密封紧固到喷嘴壁180且在其外侧，其中，罩体210和喷嘴壁180在二者之间限定腔室212。例如通过焊接或铆接来沿着罩体210的外周紧固该罩体210。
36.热交换器系统200、300、400具有在喷嘴壁180处布置在所述腔室212中的管部分202、308、402，并且热能交换发生在该管部分202、308、402处。
37.在图2和图4中的实施例中，热交换器系统200、400的管部分202、402是供应管176的一部分，其第一次穿过罩体210以进入腔室212，且第二次穿过罩体210以离开腔室212并到达燃烧室168。
38.因此，管部分202、402在喷嘴壁180处紧固在腔室212中，并直接在供应管176中加热燃料。
39.较佳地，为了使传热最大化，管部分202、402与喷嘴壁180接触或靠近喷嘴壁180，即最大距离为50cm。
40.在图2中的实施例中，管部分202具有遵循喷嘴壁180外侧的路径的曲折形状/蛇形形状。
41.在图4中的实施例中，热交换器系统400的管部分402围绕喷嘴壁180，因此其围绕喷嘴壁180一圈。这种布置提高了来自燃烧气体的热能的传递。
42.为了防止在管部分202、402处发生燃料泄漏，热交换器系统200、400具有设置在所述管部分202、402处的泄漏检测装置和连接到该泄漏检测装置的控制单元。热交换器系统200、400还具有阀，该阀在管部分202、402下游相对于燃料流的方向安装在供应管176上，并由控制单元打开和关闭。当泄漏检测装置检测到管部分202、402处的燃油泄漏时，控制单元使阀关闭。
43.在图3中的实施例中，热交换器系统300具有：循环管304，传热流体在其中循环；泵306，其布置成使循环管304内的传热流体运动，其中，热交换器系统300的管部分308是循环管304的一部分，该管部分308第一次穿过罩体210以进入腔室212，第二次穿过罩体210以离开腔室212。
44.如上所述，管部分308例如紧固成与喷嘴壁180接触或靠近喷嘴壁180，即最大距离为50cm，以确保热能从燃烧气体传递到传热流体。
45.热交换器系统300还具有热交换器302，其布置在供应管176与循环管304之间，以确保热能从传热流体传递到燃料。以此方式，经由传热流体间接加热燃料。
46.在图3中的实施例中，管部分308具有例如遵循喷嘴壁180外侧上的路径的曲折形状/蛇形形状。然而，管部分308也可以围绕喷嘴壁180至少一圈，从而再现图4中的变型。
47.在图4中的实施例中，罩体210采用围绕喷嘴壁180紧固的大体圆筒形形状。
48.根据本发明的一具体实施例以及在此处描述的每个实施例中，喷嘴壁180具有穿过其的多个孔220，这些孔在一侧开通到排气喷嘴174中，而在另一侧开通到腔室212中。
49.根据本发明的一具体实施例，孔220的直径在1mm至3mm之间。然后，这些孔220用作排气喷嘴174处的声学衰减器，利用腔室212衰减噪声；并用作来自排气喷嘴174进入腔室212的气流的通道，以改善管部分202、308、402的传热。
50.根据本发明的另一具体实施例，孔220的直径在0.4mm至1mm之间。然后，这些孔220仅用作排气喷嘴174处的声学衰减器，利用腔室212来衰减噪声。在图3中更具体地示出的本实施例中，喷嘴壁180具有穿过其的至少一个上游孔310和至少一个下游孔312，这些孔的直径在20mm至40mm之间，以确保腔室212中的空气循环，并改善与管部分308的传热。该个或每个上游孔310位于罩体210的前部，该个或每个下游孔312位于罩体210的后部。
51.根据另一具体实施例，孔220的直径沿喷嘴壁180变化，并适应要衰减的频率，例如在0.4mm至3mm之间变化。
52.在这些不同的实施例中，可以通过在腔室212内放置隔板来改善声学衰减。这些隔板在所述喷嘴壁180与罩体210之间大致垂直于喷嘴壁180延伸。通过诸如焊接或铆接之类的适当手段紧固隔板。这些隔板在它们之间界定空腔，这些空腔穿过孔220中的一个开通到排气喷嘴174中。根据待衰减的声学频率调整每个空腔的尺寸。
53.为了限制从管部分202、308、402泄漏到腔室212中的风险，热交换器系统200、300、400的所述管部分202、308、402由单个连续管组成。
54.根据一种特定的组装模式，在所述管部分202、308、402穿过罩体210、即由此进入和离开腔室212的位点处将管部分202、308、402焊接到罩体210。然后，将由此配备管部分202、308、402的罩体210焊接到喷嘴壁180。
55.为了限制罩体210与喷嘴壁180之间在热作用下的畸变，罩体210和喷嘴壁180由相同的材料制成。
56.同样地，对于罩体210与管部分202、308、402之间在热作用下的畸变，罩体210和热交换器系统200、300、400的管部分202、308、402由相同的材料制成。
57.为了将管部分202、308、402紧固在腔室212中，还可以使用紧固装置将管部分202、308、402紧固到罩体210。为了限制管部分202、308、402在热作用下变形时的应力，紧固装置设计成允许管部分膨胀。紧固装置例如为多个套环，每个套环紧固到罩体210，并夹持管部
分。
58.为了进一步改善腔室212中的传热，可以在与所述腔室212的相对侧上抵靠罩体210固附热绝缘体层。

技术特征：
1.用于飞行器(100)的推进组件(151)，所述推进组件(151)具有：－短舱(149)；－推进系统(150)，所述推进系统(150)布置在所述短舱(149)内且包括：整流罩(172)；具有燃烧室(168)并容纳在所述整流罩(172)内的旋转组件(160)；排气喷嘴(174)，所述排气喷嘴(174)位于所述燃烧室(168)下游并由所述整流罩(172)的称为喷嘴壁(180)的后部所界定，并确保源自所述燃烧室(168)中燃料燃烧的燃烧气体的排放；－燃料箱(178)；－供应管(176)，所述供应管(176)连接所述燃料箱(178)和所述燃烧室(168)；－罩体(210)，所述罩体(210)密封紧固到所述喷嘴壁(180)而在其外侧上，其中，所述罩体(210)和所述喷嘴壁(180)二者之间限定腔室(212)；以及－热交换器系统(200、300、400)，所述热交换器系统至少部分地通过穿过所述喷嘴壁(180)的热辐射来在所述推进系统(150)运行期间确保在所述排气喷嘴(174)中循环的热燃烧气体与在所述供应管(176)中循环的较冷燃料之间的热能交换，其中，所述热交换器系统(200、300、400)具有布置在所述腔室(212)中的管部分(202、308、402)，并且其中，在所述管部分(202、308、402)处进行热能交换，其中，所述喷嘴壁(180)具有穿过其的多个孔，这些孔在一侧通到所述排气喷嘴(174)中，而在另一侧通到所述腔室(212)中。2.根据权利要求1所述的推进组件(151)，其特征在于，所述热交换器系统(200)的所述管部分(202、402)是所述供应管(176)的一部分。3.根据权利要求2所述的推进组件(151)，其特征在于，所述推进组件具有设置在所述管部分(202、402)处的泄漏检测装置、连接到所述泄漏检测装置的控制单元以及在所述管部分(202、402)下游安装在所述供应管(176)上并由所述控制单元打开和关闭的阀。4.根据权利要求1所述的推进组件(151)，其特征在于，所述热交换器系统(300、400)具有：循环管(304)，传热流体在所述循环管中循环；泵(306)，所述泵(306)布置成使所述传热流体在所述循环管(304)中运动；以及热交换器(302)，所述热交换器(302)布置在所述供应管(176)与所述循环管(304)之间，并且其中，所述热交换器系统(300、400)的所述管部分(308)是所述循环管(304)的一部分(308)。5.根据权利要求4所述的推进组件(151)，其特征在于，所述热交换器系统(400)的所述管部分(402)围绕所述喷嘴壁(180)至少一圈。6.根据权利要求1所述的推进组件(151)，其特征在于，所述孔(220)的直径在1mm至3mm之间。7.根据权利要求1所述的推进组件(151)，其特征在于，所述孔(220)的直径在0.4mm至1mm之间，并且其中，所述喷嘴壁(180)具有穿过其的至少一个上游孔(310)和至少一个下游孔(312)，所述上游孔和所述下游孔的直径在20mm至40mm之间。8.根据权利要求1所述的推进组件(151)，其特征在于，所述热交换器系统(200、300、400)的所述管部分(200、308、402)由单个连续管道构成。9.飞行器(100)，所述飞行器具有至少一个根据权利要求1所述的推进组件(151)。

技术总结
本发明涉及一种推进组件(151)，其具有：推进系统(150)，该推进系统包括由喷嘴壁(180)界定的排气喷嘴(174)、燃料箱(178)、供应管(176)、罩体(210)以及热交换器系统(200)，罩体在喷嘴壁(80)外侧上紧固到喷嘴壁以便在二者之间限定腔室(212)，热交换器系统至少部分地通过穿过喷嘴壁(180)的热辐射来确保在排气喷嘴(174)中循环的热燃烧气体与在供应管(176)中循环的较冷燃料之间的热能交换，其中，热交换器系统(200)具有布置在所述腔室(212)中的管部分(202)，并且其中，热能交换发生在该管部分(202)处。通过这样的布置，燃烧气体的热能被传递到燃料中以更好地燃烧。传递到燃料中以更好地燃烧。传递到燃料中以更好地燃烧。


技术研发人员：J
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：2023/4/18