专利名称：用于飞行器的发动机组件和包括至少一个这种发动机组件的飞行器的制作方法
用于飞行器的发动机组件和包括至少 一个这种发动机组件的飞行器本发明涉及一种包括涡轮喷气发动机和热交换器的飞行器发动机組 件。更确切地说，本发明涉及冷却空气和热空气到热交换器的路径，所述 气流用于在交换器中流动。本发明还涉及热交换器相对于涡轮喷气发动机 的位置。为了给飞行器机组人员和旅客所在的加压舱的空调管线提供空气，已 经知道在所述飞行器的涡轮喷气发动机的压缩机处提取压缩空气。通过管 道将这些压缩空气从涡轮喷K动机送往加压舱的空调管线。但是，在涡轮喷气发动机的压缩机处得到的空气温度太高(该温度一般高于400。C ) 的情况下，必须预先冷却该压缩空气。为此，已经知道使用一种热交换器，该热交换器可以在从涡轮喷气发 动机的压缩机处取出的压缩空气被注入到空调管线之前至少部分冷却所述压缩空气。该热交换器包括外壳，来自涡轮喷气发动机的压缩机的热空 气流与在涡轮喷气发动机的进气管道取出的冷却空气流在外壳中交叉。在 涡轮喷W动机的进气管道取出的冷却空气流的温度约为70°C到100°C 。 气流交叉时有热量交换，该热交换使得可以在热交换器外壳的出口得到足 够冷却的压缩空气，即温度约为200。C。然后冷却后的热空气流,皮引向空 调管线，而冷却空气流通过设在发动机支柱或者说将涡轮喷气发动机固定 在飞行器机翼上的支柱的軍上的孔眼排到涡轮喷气发动机外。热交换器的缺点之一是它的体积笨重。实际上，热交换器常常位于可 以使涡轮喷气发动机与飞行器机翼中的 一个机翼连接的支柱处。热交换器 一般与支柱的上表面连在一起。更确切地说，热交换器安装在形成支柱的 刚性结构的箱体的前部的上方，并且在覆盖所述箱体的流线型外軍内。因 此需要把应冷却的热空气流和可以冷却热空气流的冷却空气流从位于支 柱下方的涡轮喷^JL动机引向位于支柱下方的热交换器。实际上，由于热交换器在支柱上的位置以及在涡轮喷^L动机中取出 冷空气和热空气，热空气和冷却空气的到达管道二者都从支柱的箱体通 过。支柱箱体是支柱的工作结构，该结构在管道穿过它的结构处变弱。另 外，箱体内部空间中的管道的尺度;f艮大，迫使所述管道在箱体中交叉。这些交叉可能使冷却空气和热空气到达管道在涡轮喷气发动机和热交换器 上的安装很困难。另夕卜，冷空气实际上在涡轮喷驢动机的侧面，即在进气管道处取出， 使得可以把冷却空气从涡轮喷气发动机带到热交换器的冷却空气到达管 道应穿过涡轮喷气发动机的推力反向器的罩子。然而，推力反向器的軍子 在它可以具有关闭位置和打开位置的情况下^J逸动的。因此，在推力反向 器打开时，冷却空气到达管与反向器罩子之间的连接不能进行。因此需要 设置带有密封垫的连接系统，以便能够在冷却空气到达管与反向器外罩之 间建立无泄漏的连接。因此本发明的目的是通过改变冷空气流和热空气流向热交换器方向 的路径来提供现有发动机组件的替代方案，从而避免使支柱箱体结构脆弱 化，并简化热交换器在支柱和涡轮喷气发动机上的安装。为此，在本发明中，提出使热空气流和冷空气流从正面进入到热交换 器外壳中。"从正面"的意思是指从前面，面对位于交换器外的空气流动。不仅热空气流，还有一般从下面i^到外壳中的冷空气流都从前面i^到 外壳中。交换器外壳相对涡轮喷气发动机轴线的方向使其具有两个在涡轮 喷W动机前部的正面，使冷空气的到达管和热空气的到达管能够从正面 伸入到热交换器中。所谓"前部"，是相对于外壳外空气流动方向而言。 冷空气流和热空气流互相垂直地在外壳中流动。在一个具体的例子中，用 于在热交换器中流动的冷空气流不再在进气管道处取出，而是在一盆口处 取出，该岔口在进气管道的上游将iiA到涡轮喷^动机中的空气流分为 两个分别沿发动机支柱的左翼和右翼的气流。该岔口或分离整流軍 (carenage)由固定的即没有任何运动的前缘形成。因此冷空气到达管也 可固定在位于所述盆口中的空气入口处。因此不再从涡轮喷^动机罩的 一侧或另一侧侧向取空气，而是从前面，与涡轮喷气发动机轴线平行地取 空气。冷空气到达管从正面到达外壳，不穿过支柱箱体。因此本发明的目的是一种飞行器发动机组件，该组件包括涡轮喷气发 动机和热交换器，热交换器位于涡轮喷气发动机上方并从涡轮喷气发动机 中取冷却空气流和热空气流，该组件的特征在于，冷却空气流和热空气流 进入外壳的面朝向涡轮喷U动机的前方，并且它们的法线相对于涡轮喷 气发动机的轴线倾斜。才艮据本发明的发动机组件的实施例，所述组件可以包括以下附加特征 的全部或部分一交换器外壳连接到将涡轮喷气发动机固定在飞行器机翼上的支柱的上表面；—在所述涡轮喷气发动机的反向器罩的上游，在涡轮喷气发动机軍内 的空气流动盆口区取所述冷却空气流；—外壳是沿涡轮喷气发动机轴线延伸并相对于所述轴线倾斜设置的 平行六面体，冷却空气流从第一前面到外壳中，并从所述外壳的 第一后输出面流出，热空气从外壳的第二前面i，并从外壳的第二 后输出面流出。一冷却空气流和热空气流在外壳中从前向后流动，并互相垂直；—外壳是相对于涡轮喷气发动机的轴线横向延伸的平行六面体，冷却 空气流从下面到外壳中，并且从外壳的上输出面流出，热空气流 从外壳的前^面i^，并从所述外壳的后输出面流出；—冷却空气流在外壳中从下向上流动，热空气流在所述外壳中从前向 后流动，冷却空气流和热空气流在外壳中互相垂直地流动。本发明还涉及包括至少 一个根据本发明的发动机组件的飞行器。根据优选实施例，飞行器带有两个或四个根据本发明的发动机组件。通过下面的描述并参照附图将更好地了解本发明。附图作为本发明的 非限定性示例给出。附图如下—
图1A:根据本发明第一实施例的发动机组件的俯视图；—图1B:根据图1A的热交换器的示意透视图；—图2A:根据本发明第二实施例的发动机组件的俯视图；一图2B:根据图2A的热交换器的示意透视图；图1A表示没有发动机抢的涡轮喷气发动机1。支柱10可以把涡轮喷 气发动机1固定在飞行器的机翼(未示出)上。支柱10的金字塔形端部 11固定在涡轮喷气发动机1的进气装置3的后面。支柱10的主体或箱体 12本身在两个点上固定在涡轮喷气发动机l的推进器部分2上。热交换器13与支柱10的箱体12的上表面15连接。上表面15是指 支柱10朝向天空的表面。热交换器13包括外壳16，冷却空气流和热空 气流在外壳16中流动，t冷却应送往飞行器空调管线的热空气。热交 换器13还包括把空气流带到外壳16中的空气到达管17、 18和可以使空气流从所述外壳16流出的空气排出部件。冷却空气流从进气装置3通过冷却空气到达管17到外壳16,并且例 如通过设在所述涡轮喷气发动机1的艙上的孔眼从涡轮喷气发动机排出。 热空气流从发动机通过在支柱10的箱体12的高度上穿过箱体12的热空 气到达管18到外壳16。热空气到达管18和冷却空气到达管17不交叉， 因为冷却空气到达管17穿过机翼支柱10的金字塔部11，而热空气到达 管18穿过箱体12 (图1B)。外壳16的整体形状为长方形，并JUNl对于涡轮喷气发动机1的轴线 A倾斜，以便具有两个分别形成冷却空气iiX面19和热空气i^V面20的 前表面。冷却空气ii^面19和热空气it^面20的法线nl和n2相对于涡 轮喷气发动机1的轴线A倾斜。每个到达管17、 18通过外壳16的不同 前表面19、 20 it^到外壳16中，因此空气到达管17、 18不再在外壳16 处交叉。在外壳16内，来自冷却空气到达管17的冷却空气流和来自热空气到 达管18的热空气流相对于飞行器前进方向从前向后流动。在外壳16内， 冷却空气流和热空气流在互相平行的水平面内流动，但在互相垂直的方向 流动。因此，热交换器13水平工作。部分冷却的热空气流通过热空气排出管21在外壳16的后输出面24 处从外壳16流出，以便被送往空调管线(未出示)。另外，从外壳16流 出的冷却空气流通过所述外壳16的第二后输出面向外排出，以^更能够^f艮 容易地喷射到发动机支柱外。在本发明另一实施例中，热交换器13的外壳16的整体形状可以为斜 方形，所述斜方形沿涡轮喷气发动机l的轴线A延伸。因此，外壳16仍 有两个可以接纳冷却空气到达管17和热空气到达管18的前空气^面。图2A表示热交换器13在支柱10上的定位的另一例子。外壳16的 整体形状为长方形。如图2B中看到的，外壳16倾斜在支柱12上，并相对于涡轮喷^JC 动机1的轴线A横向延伸。外壳16的下表面22不与机翼支柱10的上表 面15连在一起，而是倾斜延伸在所述上表面15上方。下表面22是指外 壳16的朝向机翼支柱10的上表面15的表面。外壳16例如通过外壳16 的后表面和下表面22的公共棱与支柱10的上表面15连接。外壳16的倾斜使其在所述外壳16的下表面释放出一i^口 。因此下表面22和在机翼支柱10上方比下表面22抬高的前表面19 一样，在涡轮 喷气发动机l的前面。下表面22和前表面19面对在交换器外流动的空气。 下表面22和前表面19的法线相对于涡轮喷气发动机1的轴线A倾斜。冷却空气流从下表面22 ii^到外壳16中，而热空气流从前表面19 进入到所述外壳16中。冷却空气流从下i^面22到上输出面23穿过夕卜 壳16,而热空气流从前V面19到所述外壳16的后输出面24穿过外壳 16。因此冷却空气流与热空气流垂直地穿过外壳。因此热交换器13垂直 工作。
权利要求
1.一种飞行器发动机组件，包括涡轮喷气发动机(1)和热交换器(13)，该热交换器位于涡轮喷气发动机上方并在涡轮喷气发动机中取冷却空气流(7)和热空气流，其特征在于，冷却空气流和热空气流进入外壳的表面朝向涡轮喷气发动机的前方，并且它们的法线(n1、n2)相对于涡轮喷气发动机的轴线(A)倾斜。
2. 如权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，在所述涡轮喷气 发动机的反向器(5)外軍上游，在涡轮喷气发动机外罩内的空气流分盆 区内取冷却空气流。
3. 如权利要求1-2之一所述的发动机组件，其特征在于，热交换器 的外壳(16)连接到将涡轮喷气发动机固定在飞行器机翼上的支柱(10) 的上表面(15 )。
4. 如权利要求1-3之一所述的发动机组件，其特征在于，外壳是沿 涡轮喷W动机的轴线延伸并相对于所述轴线倾斜设置的平行六面体，冷 却空气流从第一前i^面(19)i^到外壳中，并从所述外壳的第一后输 出面(24)流出，热空气5^外壳的第二前i^面(20) i^，并从外壳 的第二后输出面流出。
5. 如权利要求4所述的发动机组件，其特征在于，冷却空气流和热 空气流在外壳中互相垂直地从前向后流动。
6. 如权利要求1-3之一所述的发动机组件，其特征在于，外壳是相 对于涡轮喷气发动机的轴线横向延伸的平行六面体，冷却空气流从下i^ 面(22) ii^到外壳中，并从所述外壳的上输出面(23)流出，热空气流 从外壳的前进入面(19)进入，并从所述外壳的后输出面(24)流出。
7. 如权利要求6所述的发动机组件，其特征在于，冷却空气流在外 壳中从下向上流动，热空气流在所述外壳中从前向后流动，冷却空气流和 热空气流互相垂直地在外壳中流动。
8. —种飞行器，其特征在于，该飞行器包括至少一个如权利要求1-9 之一所述的发动机组件。
全文摘要
本发明涉及飞行器发动机组件，该组件包括涡轮喷气发动机(1)和热交换器(13)，热交换器位于涡轮喷气发动机上方并在涡轮喷气发动机中取冷却空气流(7)和热空气流，其特征在于，冷却空气流和热空气流进入外壳的表面朝向涡轮喷气发动机的前方，并且它们的法线(n1、n2)相对于涡轮喷气发动机的轴线(A)倾斜。本发明还涉及带有至少一个本发明的发动机组件的飞行器。
文档编号B64D13/08GK101228069SQ200680027061
公开日2008年7月23日 申请日期2006年7月7日 优先权日2005年7月28日
发明者海尔韦·马尔什, 让-马克·马尔蒂努 申请人:空中客车法国公司