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用于 飞行器的双涵道 涡轮机

阅读：180发布：2020-05-08

专利汇可以提供用于飞行器的双涵道涡轮机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明涉及一种用于飞行器的双涵道涡轮机，所述涡轮机包括与流体回路 (10)相关联的热声系统(20)，所述流体回路允许向所述涡轮机发动机供给流体(L)，所述热声系统(20)包括交换器(22)，所述交换器连接至所述流体回路(10)，并且待冷却的所述流体(L)穿过所述交换器，声学噪音衰减结构(21)形成所述风扇导管 (200)的全部或部分导管壁(7b)，所述结构位于距所述交换器(22)一定距离处，并且脉动热管 (23)包括在平面中、在所述交换器(22)与所述声学噪音衰减结构(21)之间延伸的管件(23a)，所述管件(23a)具有带多个弯转部(23b)的蛇形形式，所述弯转部弯过180°、交替地容纳在所述交换器(22)和所述结构(21)中。，下面是用于飞行器的双涵道涡轮机专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于飞行器的双涵道涡轮机(4)，所述涡轮机包括：被设计用于使风扇(6a)旋转的发动机(6)；与所述发动机(6)同心的环形内导管(7)；与所述内导管(7)同心的短舱(5)，在所述内导管与所述短舱在它们之间限定风扇导管(200)，当所述风扇(6a)转动时，空气流(P)在所述风扇导管中流动；至少一个流体回路(10)，所述至少一个流体回路被配置用于使得流体(L)朝向或背离所述发动机(6)通过；所述涡轮机(4)包括与流体回路(10)相关联的热声系统(20)，其特征在于，所述热声系统(20)包括交换器(22)，所述交换器连接至所述流体回路(10)，并且待冷却的流体(L)穿过所述交换器，声学噪音衰减结构(21)形成所述风扇导管(200)的全部或部分导管壁(5b，7b)，所述结构位于距所述交换器(22)一定距离处，并且脉动热管(23)包括在平面中、在所述交换器(22)与所述声学噪音衰减结构(21)之间延伸的管件(23a)，所述管件具有带多个弯转部(23b)的蛇形形式，所述弯转部弯过180°、交替地容纳在所述交换器(22)和所述结构(21)中。
2.根据权利要求1所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述热管(23)是开环的。
3.根据权利要求2所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述热管(23)具有两个封闭端。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述声学声音衰减结构(21)包括：第一面板(21a)，所述第一面板与在所述风扇导管(200)中循环的空气流(P)接触、并且具有穿孔(28)；第二面板(21c)，所述第二面板包括用于让所述热管(23)穿过的多个孔口(26)；芯部(21b)，所述芯部包括多个结构性分隔件(24)，所述多个结构性分隔件与所述两个面板(21a，21c)一起形成声学腔体(30)的网络，所述声学腔体在所述两个面板(21a，21c)之间延伸，并且其中，每个声学腔体(30)经由所述穿孔(28)与所述风扇导管(200)连通，所述芯部(21b)进一步包括支撑所述热管(23)的弯转部(23b)的多个支撑分隔件(25)，所述分隔件(25)支撑所述热管(23)的、容纳在所述声学声音衰减结构(21)中的所述弯转部(23b)。
5.根据权利要求4所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述支撑分隔件(25)中的每个支撑分隔件固定至所述面板(21a，21c)中的每一个面板、并且具有所述热管(23)穿过的孔口(27)。
6.根据权利要求4所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述支撑分隔件(25)中的每个支撑分隔件固定至所述第二面板(21c)并且具有远离所述第一面板(21a)的自由边缘(29)，所述自由边缘被配置用于接纳所述热管(23)的弯转部(23b)。
7.根据权利要求4所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述交换器(22)位于与所述第二面板(21c)相距一定距离处。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述交换器(22)布置在所述内导管(7)中。
9.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮机(4)，所述涡轮机(4)包括两个在直径上相反的叉形件(8a，8b)，所述叉形件将所述短舱(5)和所述内导管(7)相连接，其特征在于，所述交换器(22)布置在所述叉形件(8a，8b)中的一个叉形件中。

说明书全文

用于飞行器的双涵道 涡轮机

技术领域

[0001] 本发明涉及一种装备有热声系统的飞行器涡轮机，该热声系统用于对涡轮机的运行所需要的流体进行冷却并且减弱在所述运行期间发出的噪音。

背景技术

[0002] 双涵道涡轮机具有风扇导管，由涡轮机的风扇吹送的空气穿过该风扇导管最终在涡轮机的排气口喷出。风扇导管界定了导送空气的壁。这些壁由声学声音衰减结构形成，这些声学声音衰减结构使空气流动穿过风扇导管所产生的声波衰减，并且因此使得可以减弱涡轮机的噪音。

[0003] 这些壁还可以装配有热交换器，这些热交换器用于执行在风扇导管中循环的空气与用于输送涡轮运行机时所使用的可燃流体(油、航空燃料)的管件之间的热交换，从而对可燃流体进行冷却。

[0004] 如今，将热交换器安装在风扇导管的壁中减小了指配给声学处理的表面积、并且因此减小了声学处理减弱涡轮机的噪音的能力。

[0005] 为了解决这个问题，文件EP 3038101和US 2016/017810披露了一种包括声学噪音衰减结构的热声系统，该声学噪音衰减结构中布置有输送待冷却流体的管件。声学噪音衰减结构包括穿孔，这些穿孔允许风扇导管的空气进入其厚度中以便对管件进行冷却并且因此对流体进行冷却。

发明内容

[0006] 本发明的一个目的是找到上文所描述的类型的热声系统的替代性解决方案。

[0007] 为此目的，本发明涉及一种如权利要求1所述的用于飞行器的双涵道涡轮机。附图说明

[0008] 通过阅读以下对一个示例性实施例的描述，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚明显，所述描述是结合附图给出的，在附图中：

[0009] -图1是装配有根据本发明的一个实施例的热声系统的涡轮机沿其纵向轴线的截面的示意图；

[0010] -图2是图1中描绘的热声系统的示意图，所述系统包括将根据本发明的一个实施例的声学声音衰减结构与交换器相连接的脉动热管；

[0011] -图3是图2的热声系统的声学声音衰减结构的示意图，展示了所述结构的第一实施例；

[0012] -图3b是图2的热声系统的声学声音衰减结构的示意图，展示了所述结构的第二实施例；

[0013] -图4是类似于图2的视图，展示了根据本发明的另一个实施例的热声系统。

具体实施方式

[0014] 参考图1，飞行器(未示出)的双涵道涡轮机4包括环形短舱5，该环形短舱以纵向轴线X(被称为发动机轴线)为中心、并且包绕发动机6。

[0015] 当涡轮机运行时，在气流(箭头F)穿过涡轮机4的流动方向上，发动机6包括从上游至下游的并且以发动机轴线X为中心的风扇6a和发动机转子6b。

[0016] 发动机转子6b包括允许在发动机6运行时使风扇6a旋转的元件。涡轮机4另外包括在风扇6a的下游的与发动机6的转子同心的环形内导管7。内导管7包括内壁7a，该内壁与发动机6界定沿发动机轴线X延伸的环形热空气流动导管100。

[0017] 发动机6藉由两个在直径上相反的叉形件8a、8b固定至短舱5，这两个叉形件提供涡轮机4的机械结合、并且特别是将短舱5与内导管7彼此连结。

[0018] 短舱5包括外壁5a和内壁5b、并且构成涡轮机4的外壳。短舱5围绕与其同心的内导管7。短舱5的外壁5a形成涡轮机4的外壁，而短舱5的内壁5b与内导管7的外壁7b形成风扇导管200的壁，该风扇导管沿发动机轴线X延伸、并且摄入当风扇6a转动时该风扇所喷出的空气流P的大部分。风扇导管200一直延伸到短舱5的后部(空气在此处喷出)。

[0019] 涡轮机4包括用于为发动机6供给该发动机运行所需要的可燃流体L(这在图1中没有进行描绘)的多个不同的流体回路10，可燃流体例如是航空燃料、油或液压流体。每个流体回路10特别包括管件11，流体L在这些管件中朝向或远离发动机6循环，并且这些管件布置在短舱5的内导管7中或布置在叉形件8a、8b的厚度中。

[0020] 应当注意到的是图1只通过举例的方式部分地描绘了一个流体回路10：此流体回路是布置在内导管7中的油回路，以便使油循环穿过发动机6从而对该发动机进行冷却。

[0021] 发动机6的运行引起流体L的温度上升。如已知的，从发动机6引出的油在被再注入到发动机6中之前需要被冷却，或者航空燃料或液压流体在发动机6附近的环境中变暖并且需要被冷却。发动机6的运行还使得发出不希望的噪音，噪音是由风扇导管200中的空气流P的流动引起的。

[0022] 为了减轻这些缺点，涡轮机4包括与至少一个流体回路10相关联的热声系统20，该热声系统被配置成用于使发动机6运行期间发出的噪音的声衰减并且对流体回路10的流体L进行冷却。

[0023] 结合图2，根据本发明的一个实施例的热声系统20包括交换器22，该交换器连接至流体回路10，并且待冷却的流体L穿过该交换器，声学噪音衰减结构21形成风扇导管200的全部或部分导管壁5b、7b，所述结构位于距交换器22一定距离处，并且管件23a形状的脉动热管23在平面(例如与垂直与发动机轴线X平行的平面)内、在交换器22与声学噪音衰减结构21之间延伸，管件23a具有带多个弯转部23b的蛇形形式，这些弯转部弯过180°、交替地容纳在交换器22和所述结构21中。

[0024] 结合图3a和图3b，声学声音衰减结构21包括第一面板21a、远离第一面板21a的第二面板21c，以及插入在两个面板21a、21c之间的芯部21b。

[0025] 第一面板21a直接与在风扇导管200中循环的空气流P接触并且具有穿孔28，这些穿孔被确定尺寸的方式为使得由风扇6a吹送的空气流P中的一些空气流可以进入芯部21b。

[0026] 第二面板21c包括用于让热管23穿过的孔口26。孔口26处的、热管23与第二面板21c之间的接口通过使用任何合适的手段(例如，密封件或阻挡涂层)进行密封。

[0027] 芯部21b由以下各项形成：

[0028] -多个结构性分隔件24，该多个结构性分隔件在第一面板21a与第二面板21c之间延伸并且被固定至所述面板中的每一者，以便提供声学噪音衰减结构21的机械结合。多个结构性分隔件24与两个面板21a、21c形成声学腔体30的网络，这些声学腔体在两个面板21a、21c之间延伸，并且其中，每个声学腔体30经由第一面板21a中制出的穿孔28而与风扇导管200连通。

[0029] -支撑热管23的弯转部23a的多个支撑分隔件25，这些支撑分隔件布置在两个面板21a、21c之间，并且支撑热管23的、接纳在声学噪音衰减结构21中的弯转部23a，以便提供弯转部与声学噪音衰减结构的组件结构完整性。热管支撑分隔件25例如是固定至所述面板
21a、21c每一者、并且具有热管23所穿过的孔口27的分隔件(见图3a)，或者是固定至第二面板21c并且具有远离第一面板21a的自由边缘29的分隔件，该自由边缘被配置成用于接纳热管23的弯转部23b(见图3b)。

[0030] 交换器22布置在内导管7(的厚度)中，或者布置在叉形件8a、8b(的厚度)中。

[0031] 应当注意到的是，在图1至图4所描绘的实例中，交换器22和热管23布置在内导管7的厚度中，并且声学噪音衰减结构21形成内导管7的外部壁7b的一部分。

[0032] 交换器22采取具有底壁22a(被称为底部)和形成盖部的壁22b(被称为盖部)的立方体的形式，该底部和该盖部彼此平行并且由四个侧壁22c连接到一起，这四个侧壁两两平行，并且均与底部22a和盖部22b垂直。

[0033] 为了使流体L在交换器22中流动，优选地面向彼此的两个侧壁22c各自装配有流体连接器31，该流体连接器允许将流体回路10的、与交换器22相关联的管件11进行连接，并且允许流体L进入或离开交换器22。因此，在所述回路的泵(未描绘)的作用下，流体回路10的流体L经由第一流体连接器31进入交换器22、沿泵所限定的流体循环方向循环通过交换器22、并且经由第二流体连接器31从交换器22再次出现。

[0034] 脉动热管23(也已知缩写为“PHP”)包括毛细管23，该毛细管部分地填充有自然地以两相(液相和气相)存在的传热流体。这种相分离主要是由表面张力引起的。

[0035] 热管23的、布置在声学噪音衰减结构21中的弯转部23b由风扇6a所吹送的空气流P扫过，并且布置在交换器22中的弯转部23b沉浸于在发动机6所加热的流体L中(从发动机引出的油、或待冷却的液压流体或航空燃料)。通过举例的方式，当流体L是油时，交换器22中的温度是80℃，而空气流P的温度是40℃的量级。

[0036] 在图2所展示的实例中，热管23被称为两端封闭的开环。仅用于理解的目的，并且为了不使图2过于复杂，所描绘的热管23包括接纳在交换器22中的四个弯转部23b和接纳在声学声音衰减结构21中的三个弯转部23b。热管23的封闭端容纳在声学噪音衰减结构21中。在此实例中，交换器22与声学噪音衰减结构21之间的距离是30cm至50cm的量级。

[0037] 应当注意到的是热管23的有效性随着弯转部23b数目的增加而增加。因此，优选地，热管23包括容纳在交换器22中的十几个(例如十二个)量级的弯转部，并且包括容纳在声学噪音衰减结构21中的十几个(例如十一个)量级的弯转部23b。

[0038] 在声学噪音衰减结构21处，热管23经由若干孔口26穿过声学噪音衰减结构21的第二面板21c，并且弯转部23b容纳在声学噪音衰减结构21中、由支撑分隔件25支撑。

[0039] 在交换器22处，热管23经由若干孔口穿过交换器22的一个壁22b，并且热管23的弯转部23b延伸到交换器22中以便沉浸于循环流体L中。热管23根据交换器22和热管23的构型(例如是与流体L的循环方向平行或垂直)而延伸到交换器中。

[0040] 在空气正在沿风扇导管200流动的情况下，空气流P沿声学噪音衰减结构21的第一面板21a流动，并且穿孔28允许空气流P中的一些空气流进入声学腔体30。每个声学腔体30作用类似于四分之一波长谐振器，并且使得可以使空气沿风扇导管200循环所发出的噪音衰减。

[0041] 热管23的、布置在声学噪音衰减结构21中的弯转部23b承受在风扇导管200中循环的空气流P的温度。从热的角度来看，考虑由热管23、交换器22、以及声学噪音衰减结构21形成的热回路，所述结构形成冷凝器。

[0042] 热管23的、布置在交换器22中的弯转部23b承受循环的流体L的温度。从热的角度来看，考虑由热管23、交换器22、以及声学噪音衰减结构21形成的热回路，交换器22形成蒸发器。

[0043] 脉动热管中的流体在冷凝器中被冷却并且在蒸发器中被加热。温度梯度产生与产生、膨胀、以及脉动相关联的压力波动(蛇形形状允许冷凝器中的蒸气的气泡脉动)。这些波动引起流体的脉动式循环，从而允许在冷凝器与蒸发器之间传递物质以及因此的热量。

[0044] 本发明允许将流体冷却系统20结合到声学噪音衰减结构21中，在移动流体L的同时，该流体的温度将在远离风扇导管200处进行调节，以便限制不受控制地泄漏到这个导管中的风险。

[0045] 位于热管23的管件23a内部的热传递流体是与航空应用和极端飞行状况(温度，压力，等)相兼容的流体、例如，水、银、锂、钠、乙醇、甲醇。传热流体填充例如管件23a的整个内部体积的50％。

[0046] 声学声音衰减结构21的结构性分隔件24和热管支撑分隔件25由具有高导热性的材料(例如金属材料)制成。

[0047] 交换器22由金属材料(例如钛或铝)制成，或者由复合材料制成。

[0048] 作为替代方案(未展示)，流体冷却系统20包括若干如上描述的热管23。热管的、布置在声学噪音衰减结构21中的弯转部23b优选地以重复的模式布置在所述结构中，以便能够使在制造声学噪音衰减结构期间热管23与声学噪音衰减结构21的组装自动化。

[0049] 在本发明的替代性形式中，并且参考图4，热管23是闭环管并且因此不具有封闭端。在图4所展示的实例中，热管23包括容纳在交换器22中的四个弯转部23b以及容纳在声学噪音衰减结构21中的三个弯转部23b。布置在声学噪音衰减结构中的部分23c使管件23a的环路闭合。

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