设有预冷却器的双流式涡轮发动机制造技术

本发明专利技术涉及一种预冷却器（３０），所述预冷却器呈围绕发动机吊舱的轴线（Ｌ－Ｌ）的环形截面的形状并且被布置在内整流罩（１０）的后部（１０Ｒ）的内部，与自机舱增压器（１３）的通道流出的冷流体（９）接触。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种安装有预冷却器的双流式涡轮发动机。
技术介绍
已公知在飞行器上面，有必要提供热空气以便实现某些功能，例 如对驾驶座舱和客舱进行空气调节或对飞行器的某些机构进行除冰。还已公知所述热空气来自飞行器的涡轮发动机并且在能够进行使 用之前必须经受很大的冷却。为此，提供一个通常被称为预冷却器的 热交换器，其中自涡流喷气发动机的中心发生器中抽取出的热空气被 从机舱增压器的管道中抽取出的冷空气冷却，即被来自涡轮发动机的冷流体的冷空气冷却，由此干扰涡轮发动机的正常运行。此外，所述 预冷却器通常被安置在所述机舱增压器的管道中，并且这样就使空气 动力学干扰增加达到取决于冷空气的抽取的扰动水平。此外，从涡轮发动机的冷流中抽取出的和用于冷却从中心发生器 上抽取出的热空气的冷空气导致产生受到加热的冷空气流，所述受到 加热的冷空气流必须排到涡轮发动机外面，由此增大了飞行器的阻力。
技术实现思路
本专利技术的一个目的在于克服现有技术的这些缺点。为此，根据本专利技术，用于飞行器的双流式涡轮发动机包括 -具有纵向轴线的中空发动机吊抢，在前部设有空气入口，而在后部设有空气出口；-中心热流发生器，所述中心热流发生器轴向布置在所述发动机吊舱内；-轴向布置在所述发动机吊舱内的机舱增压器，位于所述中心发 生器的前部并且能够产生用于所述涡轮发动机的冷流；-由所述发动机吊舱在内部载有的外整流罩和环绕所述中心发生 器的内整流罩，所述外整流罩和内整流罩在它们之间限定出用于所述冷流的具有环形截面的机舱增压器通道；以及-预冷却器，包括用于抽取自所述中心发生器的热空气流的入口 和借助于所述冷流冷却的热空气流的出口 ，其特征在于，所述预冷却器围绕所述纵向轴线被布置在内整流罩 的所述后部的至少一部分的内部，并且与内整流革的所述后部热接触， 以便;故鼓到内整流罩的所述后部上面的所述冷流冷却。因此，借助于本专利技术，由于机舱增压器通道保持安置在所述内整 流罩的后部中，因此有可能避免机舱增压器通道中的取决于预冷却器 的空气动力学扰动。此外，由于所述预冷却器可以直接使用而不抽取 也不排出自机舱增压器通道流出且鼓到内整流罩的所述后部上的冷 流，因此避免了取决于自冷流抽取出的冷空气和受到加热的冷空气的 排出的缺点。因此解决了现有技术的问题。优选地，为了在所述预冷却器内循环的热空气和鼓到所述预冷却 器上的冷流之间获得令人满意的热交换表面，提供了所述冷却器呈具 有环形截面的形状并且在内整流罩的所述后部的整个内周边上进行延 伸。已公知在某些涡轮发动机中，所述内整流罩和所述中心发生器在 它们之间限定出具有环形截面的环绕所述中心发生器的中间腔室，所 述中间腔室用于循环能够调节所述中心发生器的温度的冷空气流。在 此情况下，本专利技术的该实施方式是特别有利的，这是因为所述预冷却 器然后被布置在所述中间腔室的同一侧上面。在本专利技术的一个优选的实施方式中，所述内整流軍至少在它的后 部是双壁的，即所述内整流罩包括被呈环形间隙形状的空间隔开的内 壁和外壁，并且所述预冷却器被设置在所述空间内。为此，所述预冷却器可包括-分配管筒(manche),所述分配管筒被连接到热空气流的所述入 口并且能够将所述热空气分配到至少大概所述环形空间的全部长度 (平行于发动机吊舱的纵向轴线)上；和-收集管筒，所述收集管筒被连接到冷却的热空气流的所述出口 并且能够收集至少大概所述环形空间的全部长度上的所述冷却的热空优选地，在所述分配管筒和所述收集管筒(所述管筒以最佳的方 式布置在内整流罩的后部的内周边用以冷却热空气)之间，所述预冷 却器包括多个用于引导热空气的弯曲通道，所述通道横向于发动机吊舱的纵向轴线(L-L)并且在所述环形空间的长度上分布。这种通道可以有利地由加固了内整流罩的加强件形成，与内整流罩的所述内壁和外壁联结。有利地，为了使得能够更精确地和更容易地调节冷却的热空气的温度，提供了优选地设有可控制阀的导管，可控制阀安装平行于所述预冷却器并且连接热空气入口和它的冷却的热空气出口。附图说明结合附图将更好地理解本专利技术是如何实施的。在这些附图中，4吏 用相同的附图标号表示相同的元件。图1以示意性轴向剖面图的形式示出了已公知的双流式涡轮发动机。图2和图3以类似于图1的视图的形式示出了本专利技术的涡轮发动机的两个实施方案的变体。图4以示意性纵向半剖面的形式示出了围绕图2和3中的发动机的热5危的内整: 危罩。图5和6以更大比例尺示出了图4中的整流軍的结构。图7是所述内整流罩的后部的外部立体图。图8是自所述内整流罩的前部观察到的外部视图。图9和10是分别沿着图7的线IX-IX和X-X的局部横剖面视图。具体实施例方式如图1、 2和3中的每一附图示出的双流式涡轮发动机包括具有纵 向轴线L-L的中空发动机吊舱1，在前面设有空气入口 2，在后面设有 空气出口 3。所述中空发动机吊舱l内部具有整流罩4，优选地至少部 分涂覆有声衰减保护层(revetments d，att6nuation acoustique) 5， 所述声衰减保护层5用于降低来自所述涡轮发动机的内部噪音。在中空发动机吊舱l的内部，布置有-中心热流发生器6，所述中心热流发生器已公知地包括多个低压 和高压压缩机、燃烧室和多个低压和高压涡轮机，并且产生来自所述 涡轮发动机的轴向热流7;-机舱增压器8,所述机舱增压器轴向布置在所述中心发生器的前 部并且产生来自所述涡轮发动机的环形冷流9;以及-环绕所述中心发生器6的内整流罩10，与机壳(carter) 11 — 起形成具有环形截面的环绕所述发生器的中间腔室12,所述整流罩的 后部IOR形成所述热流7的喷口 16的外壁。内整流罩IO和外整流罩4，在它们之间形成具有环形截面的环绕 中心发生器6的机舱增压器通道13，并且穿过机舱增压器通道13流出 冷流9。在内整流罩IO和中心发生器6之间，在前部形成有引入空气的环 形缝隙14，而在后部形成排出空气的环形缝隙15。因此，冷空气流f 流经中间腔室12,所述冷空气流f在前缝隙14处抽取自冷流9并在后 缝隙15处在所述热流7和所述冷流9之间的边缘排出，该冷空气流f 使得能够调节中心发生器6的温度。此夕卜，通常，发动机吊艙l通过悬挂架(m" de suspension) 18 受到飞行器翼片17 (部分示出)的支撑。在图1示出的已公知的涡轮发动机中，提供了预冷却器19,所述 预冷却器19布置在冷流9中的机舱增压器通道13的上都中。该预冷 却器19通过导管21由从中心发生器6开始的热空气流20供给，在导 管21上设有调节热空气的阀22。由预冷却器19产生的冷却的热空气 23通过导管24流向(adresser)使用设备(未示出)，导管24通过悬 挂架18并且可以设有调节阀25。因此，在此已/>知的布置中， 一部分冷流被预冷却器19抽取，以 冷却热空气流20并且产生冷却的热空气流23,并且通过所述预冷却器 19还形成与所述抽取的冷流体部分相对应的受到加热的冷空气流(未 示出)。此受到加热的冷空气流以图1中未示出的所有已公知方式被排 出到外部，并且通常致使阻力增加。因此易于理解机舱增压器通道13中的预冷却器19的存在、一 部分冷流9的抽取和受到加热的冷空气流的排出不利于由图1示出的 已乂^知发动本文档来自技高网...

【技术保护点】
用于飞行器的双流式涡轮发动机，所述涡轮发动机包括：　－具有纵向轴线（Ｌ－Ｌ）的中空发动机吊舱（１），在前部设有空气入口（２），而在后部设有空气出口（３）；　－热流中心发生器（６），所述热流中心发生器被轴向布置在所述发动机吊舱（１）中；　－轴向布置在所述发动机吊舱（１）中的机舱增压器（８），位于所述中心发生器（６）的前部并且能够产生用于所述涡轮发动机的冷流（９）；　－由所述发动机吊舱（１）在内部载有的外整流罩（４）和环绕所述中心发生器（６）的内整流罩（１０），所述外整流罩和内整流罩在它们之间限定出用于所述冷流（９）的具有环形截面的机舱增压器通道（１３）；以及　－预冷却器，所述预冷却器包括用于抽取自所述中心发生器（６）的热空气流（２０）的入口，和用于借助于所述冷流（９）冷却的热空气流的出口，　其特征在于，所述预冷却器（３０）围绕所述纵向轴线（Ｌ－Ｌ）布置在内整流罩（１０）的所述后部（１０Ｒ）的至少一部分的内部，并且与内整流罩（１０）的所述后部（１０Ｒ）热接触，以便被鼓到内整流罩（１０）的所述后部（１０Ｒ）上的所述冷流（９）冷却。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...

【专利技术属性】
技术研发人员：A波特，D普拉特，
申请(专利权)人：法国空中巴士公司，
类型：发明
国别省市：FR[法国]