热管理系统技术方案

本发明专利技术涉及热管理系统。用于燃气涡轮发动机和/或飞机的热管理系统提供为包括热输送总线(102)，该热输送总线(102)具有流动穿过其的热交换流体。热管理系统还包括一个或更多个热源交换器和除冰模块。该一个或更多个热源交换器(106)和该除冰模块各自与热输送总线(102)中的热交换流体热连通。该一个或更多个热源交换器(106)构造成将热量从一个或更多个附属系统转移到热交换流体，且除冰模块位于该一个或更多个热源交换器(106)的下游，以用于将热量从热转移流体转移至燃气涡轮发动机和/或飞机的一个或更多个构件的表面。

Thermal management system

The present invention relates to a heat management system. A heat management system for a gas turbine engine and / or an aircraft is provided to include a heat transfer bus (102) having a heat transfer fluid flowing therethrough through the heat transfer bus (102). The heat management system also includes one or more heat exchanger and deicing modules. The one or more heat exchanger (106) and the deicing module are respectively thermally connected with heat exchange fluid in the heat transport bus (102). The one or more heat exchangers (106) configured to transfer heat from one or more affiliated system to the heat exchange fluid, and the ice removal module is located in the one or more heat exchangers (106) downstream of the surface for heat transfer of heat from one or more components of fluid transfer to gas turbine engines and / or aircraft.

【技术实现步骤摘要】
热管理系统
本主题大体上涉及用于并入飞机和/或发动机中的热管理系统，该热管理系统具有表面热交换模块。
技术介绍
燃气涡轮发动机通常包括进口、风扇、一个或更多个压缩机、燃烧器、和至少一个涡轮。压缩机压缩空气，该空气被引导至燃烧器，在此，该空气与燃料混合。该混合物然后被点燃，以用于生成热燃烧气体。燃烧气体被引导至涡轮，涡轮从燃烧气体提取能量以用于对压缩机供能，以及用于产生有用功以在飞行中推进飞机或对负载(诸如发电机)供能。当发动机在结冰条件中操作，例如，暴露于超冷水滴云时，冰可累积在暴露的发动机结构上。更具体而言，如果发动机在结冰条件内操作长期的时间段，则发动机内和暴露的发动机结构上方的冰累积可为较多的。随时间变化，发动机的持续操作、从较低功率操作到较高功率操作的节气门冲出(throttleburst)、和/或因紊流或冰增长(iceaccretion)的不对称导致的振动可导致聚集的累积冰被一个或更多个压缩机摄入。称为冰脱落(iceshed)的此种条件可导致燃气涡轮发动机内的某些问题。为了有助于防止发动机内和邻近发动机的暴露表面上方的冰增长，至少一些已知的发动机包括除冰系统。除冰系统通常利用来自一个或更多个压缩机的放出空气来对期望的表面提供热量。提供管路以将放出空气输送至期望部位。然而，管路可能相对大，使得难以封装除冰系统，且此外管路可能相对重，这可不利地影响用于发动机的燃料焚烧。因此，不依靠放出空气的除冰系统将是有用的。更具体而言，不需要管路以用于将放出空气管道输送至需要除冰的一个或更多个表面的除冰系统将是尤其有益的。
技术实现思路
本专利技术的方面和优点将在下列描述中部分地阐述，或可根据描述而是明显的，或可通过本专利技术的实践而习得。在本公开的一个示范实施例中，提供用于至少部分地并入燃气涡轮发动机或飞机中的至少一者中的热管理系统。热管理系统包括热输送总线和泵，该热输送总线具有流动穿过其的热交换流体，该泵用于生成在热输送总线中的热交换流体的流。热管理系统还包括与热输送总线中的热交换流体热连通的一个或更多个热源交换器、和表面热交换模块。除冰模块在这一个或更多个热源交换器下游的部位处与热输送总线中的热交换流体热连通，以用于将热量从热转移流体转移到燃气涡轮发动机或飞机的一个或更多个构件的表面。在本公开的另一个示范实施例中，提供一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括通过一个或更多个轴联接于涡轮区段的压缩机区段、和用于对位于压缩机区段或涡轮区段中的至少一者中的一个或更多个构件提供润滑的主润滑系统。燃气涡轮发动机还包括热管理系统。热管理系统包括热输送总线和泵，该热输送总线具有流动穿过其的热交换流体，该泵用于生成在热输送总线中的热交换流体的流。热管理系统还包括与热输送总线中的热交换流体热连通的一个或更多个热源交换器、这一个或更多个源交换器包括与主润滑系统热连通的主润滑热交换器。热管理系统还包括表面热交换模块，该表面热交换模块在该一个或更多个热源交换器下游的部位处与热输送总线中的热交换流体热连通，以用于将热量从热转移流体转移到燃气涡轮发动机的一个或更多个构件的表面。通过参照下列描述和所附权利要求，本专利技术的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书中并组成其一部分的附图例示了本专利技术的实施例，并与该描述一起用来解释本专利技术的原理。附图说明本专利技术的针对本领域技术人员的完整和能够实现的公开，包括其最佳实施方式，在参照附图作出的说明书中得到阐述，在附图中：图1是根据本主题的各种实施例的示范燃气涡轮发动机的示意截面图。图2是根据本公开的示范实施例的热管理系统的简化示意图。图3是根据本公开的另一示范实施例的热管理系统的简化示意图。图4是根据本公开的示范实施例的热管理系统的表面热交换模块。图5是根据本公开的另一示范实施例的热管理系统的表面热交换模块。具体实施方式现在将详细地参照本专利技术的现有实施例，其一个或更多个实例在附图中例示出。详细的描述使用数字和字母标号来指示图中的特征。图和描述中的相似或类似的标号用于指示本专利技术的相似或类似的部分。如在本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分，且不意图表示单独构件的位置或重要性。此外，用语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体从其流动的方向，且“下游”指流体流到其的方向。现在参考附图，其中，相同的数字贯穿附图指示相同的元件，图1是根据本公开的示范实施例的燃气涡轮发动机的示意截面图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁通涡轮风扇喷气发动机10，其在本文中称为“涡轮风扇发动机10”。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向A(与用于参考而提供的纵向中心线12平行地延伸)和径向方向R。大体上，涡轮风扇发动机10包括风扇区段14和配置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。所描绘的示范核心涡轮发动机16大体上包括基本上管状的外壳体18，该外壳体108限定环形进口20。外壳体18以串联流动的关系包围：压缩机区段，其包括增压机或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；和喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28驱动地连接于HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30驱动地连接于LP压缩机22。对于所描绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，该可变桨距风扇38具有以间隔开的方式联接于盘42的多个风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40大体上沿径向方向R从盘42向外延伸。各风扇叶片40能够相对于盘42围绕桨距轴线P借助于风扇叶片40而旋转，该风扇叶片40操作地联接至合适的促动部件44，该促动部件44构造成用于一致共同地改变风扇叶片40的桨距。风扇叶片40、盘42、和促动部件44能够通过跨过功率齿轮箱46的LP轴36围绕纵向轴线12一起旋转。功率齿轮箱46包括多个齿轮，以用于使LP轴36的转速逐渐降低至更有效率的旋转风扇速度。仍参照图1的示范实施例，盘42由可旋转的前毂48覆盖，该前毂138空气动力地形成轮廓，以促进穿过多个风扇叶片40的空气流。此外，示范风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，环形风扇壳体或外机舱140周向地围绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。机舱50由多个周向地间隔的出口引导静叶52相对于核心涡轮发动机16支撑。而且，机舱50在核心涡轮发动机16的外部分上方延伸，以便在其间限定旁通空气流通道56。在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58穿过机舱50和/或风扇区段14的相关进口60进入涡轮风扇10。在该体积的空气58行进跨过风扇叶片40时，由箭头62指示的空气58的第一部分被引导或发送到旁通空气流通道56中，且由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或发送到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间之比通常称为旁通比。空气的第二部分64的压力然后在其被发送穿过高压(HP)压缩机24且进入燃烧区段26中时增大，在燃烧区段26处，其与燃料混合且被焚烧以提供燃烧气体66。随后，燃烧气体66被发送通过HP涡轮28和LP涡轮30，在此，提本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于至少部分地并入燃气涡轮发动机或飞机中的至少一者中的热管理系统，所述热管理系统包括：热输送总线(102)，其具有流动穿过其的热交换流体；泵(104)，其用于生成在所述热输送总线(102)中的所述热交换流体的流；一个或更多个热源交换器(106)，其与所述热输送总线(102)中的所述热交换流体热连通；和表面热交换模块(136)，其在所述一个或更多个热源交换器(106)下游的部位处与所述热输送总线(102)中的所述热交换流体热连通，以用于将热量从热转移流体转移到所述燃气涡轮发动机或所述飞机的一个或更多个构件的表面。

【技术特征摘要】
2015.12.09 US 14/9634191.一种用于至少部分地并入燃气涡轮发动机或飞机中的至少一者中的热管理系统，所述热管理系统包括：热输送总线(102)，其具有流动穿过其的热交换流体；泵(104)，其用于生成在所述热输送总线(102)中的所述热交换流体的流；一个或更多个热源交换器(106)，其与所述热输送总线(102)中的所述热交换流体热连通；和表面热交换模块(136)，其在所述一个或更多个热源交换器(106)下游的部位处与所述热输送总线(102)中的所述热交换流体热连通，以用于将热量从热转移流体转移到所述燃气涡轮发动机或所述飞机的一个或更多个构件的表面。2.根据权利要求1所述的热管理系统，其中，所述表面热交换模块(136)包括一个或更多个热交换器(238)，所述一个或更多个热交换器(238)用于集成到所述燃气涡轮发动机或所述飞机的所述一个或更多个构件的表面中。3.根据权利要求1所述的热管理系统，其中，所述燃气涡轮发动机或所述飞机的所述一个或更多个构件包括所述燃气涡轮发动机的进口引导静叶、所述燃气涡轮发动机的前部罩(230)、或所述燃气涡轮发动机的风扇罩(23...

【专利技术属性】
技术研发人员：BW米勒，CJ克罗格，MR切尔尼，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US