本申请涉及一种热交换器。提供了一种可以用在发动机中、例如飞行器或轨道运载火箭的交通工具发动机中的热交换器(52)。该热交换器(52)可以被配置成总体上滚筒形、具有多个螺旋区段(108)，每个螺旋区段容纳多个小直径导管(120)。这些螺旋区段可以在彼此内侧成螺旋。该热交换器可以包括具有多个相互轴向间隔开的箍支撑件的支撑结构、并且可以结合有中间集管(440)。该热交换器可以结合有用来防止该热交换器由于形成霜冻或冰而被堵塞的甲醇或其他防冻剂的再循环。
【技术实现步骤摘要】
热交换器本申请是申请日为2014年10月10日，申请号为201480057326.6，专利技术名称为“热交换器”的申请的分案申请。相关申请的交叉引用本申请根据35U.S.C.§119(a)要求于2013年10月11日在英国提交的以下申请的优先权，以下申请各自的内容通过援引并入本文：GB1318098.9、GB1318109.4、GB1318100.3、GB1318107.8、GB1318099.7，并且根据35U.S.C.§§120和365要求于2014年6月5日提交的并且也通过援引并入本文的美国专利申请号14/296603的优先权以及在先申请日权益。专利
本专利技术涉及例如可以用在航空航天应用或工业应用或其他应用中的类型的热交换器。本专利技术还涉及包括此类热交换器的发动机，例如飞行器发动机或航空航天用发动机并且涉及包括此类热交换器或发动机的飞行器。专利技术背景GB-A-2241319披露了一种具有相互嵌套的螺旋导管区段的热交换器。在设备末端处，入口歧管位于一个壁上并且出口歧管位于另一个壁上。然而，建造此类将经受显著温度变化并且处于能够承受在某些热交换器中、例如使用在可再使用交通工具中时所希望的众多循环的形式的热交换器是困难的。并且，由于显著的气流经过热交换器而径向地流过这些导管，所以气流在导管上的阻力对导管产生了高的径向力并且这些导管难以支持和持续很长的时间。另外，热交换器具有相当有限的循环功能，并且难以将热交换器配置成使之容纳在发动机中并且提供具有低重量和低压降的系统。还有，为了实现足够的性能，已经证明有必要设计在大气空气进入此类热交换器下游的压缩区段之前将大气空气冷却到低于0℃的温度的循环。这不幸地可能非常容易地因为在包括该热交换器来进行空气冷却的交通工具可能起飞的低层大气中通常存在显著量的水蒸气而导致该热交换器非常快速地被冰堵塞，从而使整个交通工具不可用。已经证明这是一个异常困难的问题，这个问题已经被关注了很多年并且一直显著妨碍了能够提供可以用相对经济的水平起飞吸气模式运行的、并且要么以此模式继续(例如旨在能够将三百乘客在月4.6小时内以大致马赫数为5的巡航模式从比利时布鲁塞尔输送至澳大利亚悉尼的LAPCAT交通工具)、要么切换(像SKYLON交通工具)至火箭模式从而离开大气层进入轨道中的可再使用交通工具。GB-A-2241537披露了一种航空推进系统的空气进气管，包括用于冷却进入空气的第一热交换器、在该第一热交换器下游的水分离器、在该水分离器下游的液态氧注入器、以及在该液态氧注入器下游的第二热交换器。该注入器降低气流温度，使得在该水分离器下游的气流中剩余的水被转换成小的干的冰晶体。该结构需要使用两个完全分开的热交换器并且在沿着这两个热交换器之间的输送管的流动路径中占据非常大的轴向距离。并且，使用液态氧来将流动的温度从5℃与13℃之间降低至零下50℃或更低，使得需要使用大量的液态氧来冷却在已经存在可以在下游在该推进系统中使用的含氧空气的输送管中的空气。概述根据第一方面提供了一种热交换器，该热交换器具有供第一流体流动的至少一个第一管道区段，该第一流体与在经过该至少一个第一管道区段的流动路径中的第二流体进行热交换，以及，支撑该至少一个第一管道区段的支撑件，其中该至少一个管道区段在第一位置处安装到该支撑件上，并且其中该至少一个管道区段在其上的第二位置处是可相对于该支撑件响应于热变化而移动的。可选地，该至少一个第一管道区段包括多个导管以用于进行热交换。可选地，这些导管以其第一端连接至该至少一个第一管道区段的入口集管并且以其第二端连接至出口集管。可选地，所述第一位置位于这些集管中的、固定地安装至该支撑件上的一者处，这些集管中的另一者是可相对于该支撑件响应于热变化而移动的。可选地，这些集管中的另一者被安装至可相对于所述支撑件移动的可移动支撑件上。可选地，每个所述第一管道区段包括螺旋区段，该螺旋区段具有多个导管，这些导管以螺旋形并排延伸并且成排地彼此间隔开。可选地，所述第一管道区段中的这些导管被布置成在径向方向上彼此间隔开的1到40个排中，例如4个这样的排中。可选地，这些导管被布置成在轴线方向上彼此间隔开的约10至1000个排中，例如约70至100个这样的排中。可选地，这些导管是约2至3米长的并且从第一集管延伸至第二集管。可选地，这些导管具有的直径为约1mm。可选地，这些导管具有的壁厚度为约20至40微米。可选地，多个所述螺旋区段是彼此互相嵌套的并且是定向成相对于彼此成角度地间隔开的。可选地，所述螺旋区段被配置成总体圆柱形滚筒的形状。可选地，该支撑件包括至少一个圆形箍，所述第一管道固定至该至少一个圆形箍上。可选地，该支撑件包括多个所述圆形箍，这些圆形箍被配置成在大致圆柱形的穿孔滚筒结构中彼此间隔开，并且其中所述第一管道的集管被固定至多个所述圆形箍上。可选地，该热交换器包括支撑结构，该支撑结构以环形方式延伸并且至少部分地径向地在所述集管与对应的该至少一个第一管道的另外一个集管之间延伸，该另外一个集管是由引导构件支撑的，该引导构件被布置成相对于该穿孔滚筒结构响应于热变化而环圆周地移动。可选地，所述集管是刚性的或基本上刚性的并且流体地联接至柔性管道上。可选地，该柔性管道是流体地联接至刚性或基本上刚性的歧管上的。可选地，该歧管是相对于该支撑件轴向地固定在位的、但是自由地径向移动的，例如径向地延伸。可选地，在所述第一管道区段中的这些导管排包括由间隔件彼此间隔开的多个排，这些间隔件被布置成用于抵抗施加到这些导管上的空气动力学载荷。可选地，在两个相邻的所述第一管道区段的导管之间提供了载荷元件，例如垫片，以用于在其间传输载荷、同时允许响应于热变化而在其间进行相对滑动运动。可选地，该载荷元件与这些间隔件基本上对齐以形成总体上径向延伸的载荷路径结构，以用于对施加到这些导管上的空气动力学载荷做出反应、同时允许在相邻的所述第一管道区段之间响应于热变化而进行相对移动。可选地，所述热交换器包括配置成系列的多个所述载荷路径结构，其中该多个所述载荷元件是彼此总体上环圆周地间隔开的。根据第二方面，提供了一种交通工具发动机，该交通工具发动机包括：燃烧区段，以及根据第一方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器，该热交换器被适配成用于在引向该燃烧区段的流动路径中冷却作为该第二流体的空气。可选地，所述交通工具发动机包括氦供应源以用于提供氦作为该第一流体、或提供另一种工作流体，例如氢。根据第三方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第一方面的、有或没有其任何可选特征的热交换器。根据第四方面，提供了一种飞行机器，例如飞行器或轨道运载火箭，该飞行机器包括根据该第二方面的、有或没有其任何可选特征的发动机。根据第五方面，提供了一种热交换器，该热交换器具有：供第一流体流动的多个第一管道区段，该第一流体与在经过这些本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种热交换器组件，所述热交换器组件在其纵向方向上具有纵向范围，所述热交换器组件包括：/n被布置成与纵向延伸的输送管连通的至少一个总体上环形的热交换器模块；/n至少一个导向叶片，所述至少一个导向叶片用于使流动在选自以下项的一种与另一种之间转向：(a)总体上径向穿过所述热交换器模块、以及(b)总体上纵向地沿着所述纵向延伸的输送管。/n
【技术特征摘要】
20131011 GB 1318098.9;20131011 GB 1318099.7;2013101.一种热交换器组件，所述热交换器组件在其纵向方向上具有纵向范围，所述热交换器组件包括：
被布置成与纵向延伸的输送管连通的至少一个总体上环形的热交换器模块；
至少一个导向叶片，所述至少一个导向叶片用于使流动在选自以下项的一种与另一种之间转向：(a)总体上径向穿过所述热交换器模块、以及(b)总体上纵向地沿着所述纵向延伸的输送管。
2.根据权利要求1所述的热交换器组件，其中，所述导向叶片适于使流动从总体上径向转向成总体上纵向。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的热交换器组件，其中，所述导向叶片是环形的、或环状的。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的热交换器组件，其中，所述导向叶片具有前导边缘和尾随边缘并且任选地在所述前导边缘与所述尾随边缘之间具有基本上恒定的厚度。
5.根据权利要求4所述的热交换器组件，其中，所述前导边缘相对于径向方向以约5度至20度的角度布置。
6.根据权利要求4或权利要求5所述的热交换器组件，其中，所述尾随边缘相对于所述纵向方向以约5度至15度、或约8度至12度的角度布置。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的热交换器组件，其中，所述导向叶片在所述纵向方向上具有纵向范围，并且其中所述导向叶片包括弯曲地张开的前导区段(所述前导区段的横...
【专利技术属性】
技术研发人员：艾伦·邦德，理查德·瓦维尔，
申请(专利权)人：喷气发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：英国;GB
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