用于飞行器推进系统的热交换器系统的冷调节阀技术方案

本发明专利技术涉及一种用于飞行器推进系统的热交换器系统的冷调节阀，其中所述冷调节阀包括：界定开口的开放框架；两个挡板，所述两个挡板具有外凸形状、在关闭位置与打开位置之间滑动地安装在所述开放框架上；机构，所述机构链接至所述挡板并且可在第一位置与第二位置之间移动，并且其中，当所述机构从所述第一位置移动到所述第二位置时，所述机构使所述挡板从所述关闭位置移动到所述打开位置，并且反之亦然；以及致动器，所述致动器作用在所述机构上以将所述机构从所述第一位置移动到所述第二位置，并且反之亦然。当所述挡板处于关闭位置时，所述冷调节阀的特定实施例产生低阻力。所述冷调节阀的特定实施例产生低阻力。所述冷调节阀的特定实施例产生低阻力。

Cold regulating valve for heat exchanger system of aircraft propulsion system

【技术实现步骤摘要】
用于飞行器推进系统的热交换器系统的冷调节阀


[0001]本专利技术涉及一种用于飞行器推进系统的热交换器系统的冷调节阀。

技术介绍

[0002]如图1所示，飞行器推进系统的、用于向飞行器的不同空气管理系统(例如除冰、客舱空调)供应热空气的热交换器系统2包括热交换器3，该热交换器通过第一供应管道4而被供应以热空气，第一供应管道分别通过第一阀4a和第二阀4b从发动机排出热空气。第一供应管道还包括热调节阀4c，该热调节阀能够调节热交换器3的入口处的压力。
[0003]热交换器3还通过第二供应管道5而被供应以冷空气，该第二供应管道从发动机的风扇导管排出冷空气。第二供应管道5还包括冷调节阀5a，该冷调节阀由控制器5b控制以调节引入热交换器3的冷空气的量，并且因此调节离开热交换器3的热空气的温度。
[0004]在穿过热交换器3之后，已经被加热的冷空气通过排放管道6排到外部，并且已经被冷却的热空气通过传递管道7而被引导至空气管理系统。
[0005]冷调节阀5a通常是蝶型阀，该蝶型阀包括单个平板，该平板可旋转地安装在框架上、并且通过固定在框架上的旋转马达在打开位置与关闭位置之间移动。
[0006]此冷调节阀5a、即蝶型阀布置在发动机的风扇导管内。在平板的关闭位置，冷调节阀5a、即蝶型阀在风扇导管内形成封闭的腔体，因此在风扇导管中产生阻力，并因此不利地影响了推进系统的性能。

技术实现思路

[0007]本专利技术的目的是提出一种用于飞行器推进系统的热交换器系统的冷调节阀，该冷调节阀在关闭位置时在风扇导管中产生很小的额外阻力或不产生额外阻力。
[0008]为此，提出了一种用于飞行器推进系统的热交换器系统的冷调节阀，其特征在于，所述冷调节阀包括：界定开口的开放框架，所述开放框架包括由两个侧壁连结在一起的上壁和下壁，以及以完全相同的方式布置在所述上壁上和所述下壁上的多个引导轨道；在前端与后端之间延伸的两个挡板，在将所述开放框架分成对称的左右两部分的竖直平面的每一侧有一个挡板，每个挡板滑动地安装在引导轨道上、并且能够在关闭位置与打开位置之间移动，在所述关闭位置，每个挡板关闭所述开口的一半，在所述打开位置，每个挡板缩回以便打开所述开口的一半，其中，每个挡板具有在其前端与其后端之间的外凸面；用于使所述挡板移动的机构，所述机构链接至所述挡板，其中，所述机构能够在第一位置与第二位置之间移动，并且其中，当所述机构从所述第一位置移动到所述第二位置时，所述机构将所述挡板从所述关闭位置移动到所述打开位置，并且反之亦然，以及致动器，所述致动器作用在所述机构上，以使所述机构从所述第一位置移动到所述第二位置，并且反之亦然。
附图说明
[0009]在阅读以下对示例性实例的描述之后，本专利技术的上述特征以及其他特征将更清楚
地显现，所述描述是关于附图给出的，在附图中：
[0010]‑
图1是包括根据现有技术的冷调节阀的热交换器系统的示意性展示；
[0011]‑
图2示出了推进系统的截面视图，该推进系统附接在飞行器的机翼下方、并且包括带有根据本专利技术的冷调节阀的热交换器系统；
[0012]‑
图3是根据本专利技术的图2的冷调节阀的透视图；
[0013]‑
图4是图3的冷调节阀的俯视图，其中，冷调节阀处于关闭位置；以及
[0014]‑
图5是与图4相同的、冷调节阀处于打开位置时的视图。
具体实施方式
[0015]关于图2，飞行器的推进系统12包括双流式涡轮喷气发动机13和吊挂架14，该吊挂架在其上部部分处附接至飞行器的机翼11的结构(未示出)，并且在其下部部分处附接至涡轮喷气发动机13。
[0016]在以下的描述中，与位置相关的术语参考箭头Av，该箭头表示在涡轮喷气发动机13提供的推力下机翼1在空气中的前进方向。
[0017]涡轮喷气发动机13包括包围发动机19的环形短舱18，该发动机沿着短舱的纵向轴线X从短舱18的前部到后部包括风扇20和用于驱动风扇的发动机本体21。
[0018]涡轮喷气发动机13包括在风扇20后方的、在短舱18与发动机19之间限定的环形风扇导管22。由风扇20排出的气流F被在风扇导管22的整个长度上被引导，然后在涡轮喷气发动机13的后部被喷射。
[0019]吊挂架14布置在发动机本体21上方，并且部分浸没在风扇导管22中。
[0020]推进系统12包括热交换器系统30，该热交换器系统包括布置在风扇导管22内的热交换器31。热交换器系统30具有与现有技术的热交换器系统相同的构架，但是布置在风扇导管22内的冷调节阀具有不同的设计，这将在下面详细描述。
[0021]如图3至图5所示，根据本专利技术的冷调节阀34包括开放框架40。开放框架40具有大致半圆柱形的形状，该半圆柱形的形状包括通过两个弯曲侧壁43、44连结在一起的下壁42和上壁41。下壁和上壁41、42彼此完全相同，并且大致具有半圆形状，其中在开放框架40的前侧处为直边缘46并且在开放框架40的后侧处为拱形边缘47。壁41
‑
44一起界定了从开放框架40的前侧和后侧延伸的开口45。
[0022]当在地面上的飞行器上装载的冷调节阀34处于操作位置时，开放框架40布置在吊挂架14与短舱18之间，其中开放框架的上壁和下壁41、42大致与地面平行，并且开放框架的前侧朝向风扇导管22的前方定向，并且开放框架的后侧朝向风扇导管22的后方定向。
[0023]流动穿过开口45的冷空气流(箭头F)到达将冷调节阀34连接至热交换器31的供应管道33。供应管道33的壁延伸开放框架40的壁41
‑
44，以便风扇导管22中流动穿过开口45的冷空气无损失地到达热交换器31。
[0024]开放框架40可以通过已知的固定器件直接固定至第二供应管道33，或者固定至另一个固定结构，例如短舱18或桅杆15。
[0025]冷调节阀34还包括两个挡板51、52(图3中透明地示出了开放框架40)。每个挡板51、52包括通过上边缘51c、52c和下边缘51d、52d连结在一起的前边缘51a、52a和后边缘51b、52b。每个挡板51、52包括插入引导轨道50中的销53、54，这些引导轨道布置在开放框架
40的上壁和下壁43、44上。将销53、54容纳在引导轨道50中使得能够沿着由引导轨道50限定的路径引导挡板51、52。
[0026]引导轨道50由沿着上壁和下壁43、44的拱形边缘47布置的长形孔组成，并且对称地分布在开放框架40的竖直平面V的每一侧。
[0027]竖直平面V是将开放框架40分成对称的左右两部分的平面，并且与开放框架40的、在其前侧与其后侧之间延伸的纵向轴线平行。当冷调节阀34处于操作位置时，开放框架的纵向轴线与短舱18的纵向轴线X平行。
[0028]形成引导轨道50的长形孔的图案被设计成使得挡板51、52可在关闭位置(图4：与冷调节阀的关闭位置相对应)与打开位置(图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器推进系统(12)的热交换器系统(30)的冷调节阀(34)，其特征在于，所述冷调节阀(34)包括：
‑
界定开口(45)的开放框架(40)，所述开放框架(40)包括由两个侧壁(43，44)连结在一起的上壁和下壁(41，42)，以及以完全相同的方式布置在所述上壁(41)上和所述下壁(42)上的多个引导轨道(50)；
‑
在前端(51a，52a)与后端(51b，52b)之间延伸的两个挡板(51，52)，在将所述开放框架(40)分成对称的左右两部分的竖直平面(V)的每一侧有一个挡板(51，52)，每个挡板(51，52)滑动地安装在引导轨道(50)上、并且能够在关闭位置与打开位置之间移动，在所述关闭位置，每个挡板(51，52)关闭所述开口(45)的一半，在所述打开位置，每个挡板(51，52)缩回以便打开所述开口(45)的一半，其中，每个挡板(51，52)具有在其前端(51a，52a)与其后端(51b，52b)之间的外凸面；
‑
用于使所述挡板移动的机构(60)，所述机构链接至所述挡板(51，52)，其中，所述机构(60)能够在第一位置与第二位置之间移动，并且其中，当所述机构从所述第一位置移动到所述第二位置时，所述机构将所述挡板(51，52)从所述关闭位置移动到所述打开位置，并且反之亦然，以及
‑
致动器(60a)，所述致动器作用在所述机构(60)上，以使所述机构从所述第一位置移动到所述第二位置，并且反之亦然。2.根据权利要求1所述的冷调节阀(34)，其特征在于，所述开放框架(40)具有大致半圆柱形的形状。3.根据权利要求1或2所述的冷调节阀(34)，其特征在于，所述用于使所述挡板移动的机构(60)包括两组完全相同的杆(61，62)，其中，第一组杆(61)布置在所述上壁(41)上，并且第二组杆(62)布置在所述下壁(62)上。4.根据权利要求3所述的冷调节阀(34)，其特征在于，在挡板(51，52)的前端和后端(51a
‑
b，52a
‑
b)这两者处，以及在所述挡板的两个相反的边缘(51c
‑
d，52c

【专利技术属性】
技术研发人员：米夏埃尔，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：