表面冷却器和形成的方法技术

本发明专利技术涉及表面冷却器和形成的方法。具体地，一种表面冷却器构造成用以流体地联接至航空器风扇壳体并且具有构造成用以面对航空器风扇壳体的周壁的第一表面和与第一表面相对的第二表面，在本体的内部的一组流体通道，以及定位在本体的第二表面的至少一部分上的一组翅片。组翅片。组翅片。

【技术实现步骤摘要】
表面冷却器和形成的方法


[0001]本公开内容涉及表面冷却器和形成的方法。

技术介绍

[0002]在航空器中使用的当前发动机产生大量的热，其必须传递远离发动机。热交换器提供一种方式来传递热远离此类发动机。例如，热交换器可围绕发动机的一部分布置成环。所用的一种类型的热交换器是安装至后风扇壳体的表面冷却器。

技术实现思路

[0003]本公开内容的方面涉及一种表面冷却器组件，包括：表面冷却器，其构造成用以操作地联接至航空器风扇壳体并且具有构造成用以面对航空器风扇壳体的周壁的第一表面以及与第一表面相对的第二表面，该表面冷却器包括限定第一表面和第二表面的本体、在本体的内部的一组流体通道，以及定位在本体的第二表面的至少一部分上的一组翅片；以及第一歧管部分，其与本体一体地形成并且具有第一内部通道，该第一内部通道流体地联接至该组流体通道中的至少一个流体通道以及使该组流体通道中的一个流体通道将流动改变方向通向该组流体通道中的另一流体通道或者提供入口通向该组流体通道中的该至少一个流体通道。
附图说明
[0004]在附图中：图1为根据本公开内容的方面的具有表面冷却器的涡轮发动机组件的示意性局部剖切视图。
[0005]图2为可包括在图1的涡轮发动机组件中的表面冷却器的一部分的透视图。
[0006]图3为可用于形成图2的表面冷却器的基础本体的透视图。
[0007]图4为图3的基础本体的一部分的放大透视图。
[0008]图5为例示在图4的基础本体的一部分上的激光金属沉积的示意性视图。
[0009]图6例示可包括在图1的涡轮发动机组件中的表面冷却器的部分的截面视图。
具体实施方式
[0010]本公开内容的方面涉及用于航空器发动机的表面冷却器。将应理解，在发动机的此区域中的空间受到限制并且现行设计几乎利用了所有可利用的空间。因此，新近的发动机技术，其具有更多的必须消散的热，将由于缺乏可利用的空间而在热力方面受限。该问题进一步恶化，因为新的发动机设计正变得更加空间受限，使得现行类型的冷却器的大小和重量以及它们的安装系统受到抑制。另外的问题在于热交换器遭受发动机相对高温内的相对苛刻的环境，该高温致使它们热力地膨胀、尤其是侧向地或切向地，但仍需要保持固定至发动机以防止因发动机振动引起的高循环疲劳。通常，此类热交换器为现场(line)可替换
单元并且在发动机安装至航空器的翼部时要求维护。因此，需要一种安装系统，其允许便利的安装，同时还允许热力生长和提供期望的稳定性。
[0011]示例性的表面冷却器可用于提供有效的冷却。另外，如文中所用的用语“表面冷却器”可与用语“热交换器”互换地使用。如文中所用，表面冷却器适用于各种类型的应用，例如但不限于涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮推进发动机、航空器发动机、燃气涡轮、蒸汽涡轮、风力涡轮、水力涡轮，以及其它机动或工业应用。表面冷却器可包括但不限于形成一体的驱动发生器表面冷却器、可变频率起动发生器冷却器，或者润滑表面冷却器。尽管将描述“一组”各种元件，但将应理解，“一组”可包括任何数目的相应元件，包括仅一个元件。如文中所用，用语“轴向”或“轴向地”是指沿着构件的纵向轴线或者沿着构件的纵向轴线的维度。对于所有方向的提及(例如，径向、轴向、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶、底、上方、下方、竖直、水平、顺时针方向、逆时针方向)仅是用于标识目的以帮助读者理解本公开内容，而不是造成限制(尤其是关于其位置、定向或使用)。对于连接的提及(例如，附接、联接、连接，以及连结)应广义地解释并且可包括在一系列元件之间的中间体部件以及元件之间的相对运动，但另有说明除外。因此，对于连接的提及并非必然地表示两个元件是直接地相连和相对于彼此成固定关系。示例性的图仅是用于例示目的并且在所附于此的图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
[0012]因此，参看图1，描述的是在其中可使用本专利技术的实施例的环境的简要阐释。更具体地，图1例示具有纵向轴线12的示例性的涡轮发动机组件10。涡轮发动机16、风扇组件18以及机舱20可包括在涡轮发动机组件10中。涡轮发动机16可包括具有压缩机(多个)24、燃烧区段26、涡轮(多个)28和排气装置30的发动机核心22。内罩盖32径向地围绕发动机核心22。
[0013]机舱20的部分为清楚起见已切除。机舱20包绕包括内罩盖32的涡轮发动机16。以这种方式，机舱20形成径向地包绕内罩盖32的外罩盖34。外罩盖34与内罩盖32隔开以形成在内罩盖32和外罩盖34之间的环形通道36。环形通道36表征、形成或换句话说限定喷嘴和大体上从前至后的旁通空气流路径。具有环形前壳体38和环形后壳体52的风扇壳体37可形成由机舱20形成的外罩盖34的一部分或者可经由支柱(未示出)从机舱20的部分悬置。
[0014]操作中，空气流动经过风扇组件18并且空气流的一部分40导送经过压缩机(多个)24，在其中空气流进一步压缩并被传送至燃烧区段26。来自燃烧区段26的热燃烧产物(未示出)用来驱动涡轮(多个)28且因此产生发动机推力。环形通道36用来使从风扇组件18排放的空气流的第二部分42围绕发动机核心22旁通。
[0015]涡轮发动机组件10可引起特有的热力管理挑战，而表面冷却器或表面冷却器50可附接至涡轮发动机组件10以帮助散热。在示例性的实施例中，表面冷却器50为环形表面冷却器，其可操作地联接至形成外罩盖34的内部部分的环形后壳体52。
[0016]表面冷却器50可为径向地围绕开动着的涡轮发动机16定位的环形表面冷却器。表面冷却器50可包括但不限于定位在环形通道36内的空冷式热交换器。尽管表面冷却器50例示为处在风扇组件18的下游，但也构想到表面冷却器50可备选地位于风扇组件18的上游。因此，将应理解，表面冷却器50可定位在沿着环形通道36的轴向长度的任何地方。环形后壳体52和表面冷却器50可形成风扇壳体组件的一部分。
[0017]图2例示具有本体48的表面冷却器50的一部分的一个示例性的实施例，该本体限
定第一表面54和与第一表面54相对的第二表面56。当组装时，第一表面54面对环形后壳体52。表面冷却器50可包括周向和轴向轮廓，其基本上类似于环形后壳体52的周向和轴向轮廓。将应理解，表面冷却器50可覆盖环形后壳体52的周界的任何部分。将应理解，一组表面冷却器50可用来冷却单个的涡轮发动机组件10。第一表面54已例示为包括前边缘突出部58和后边缘突出部60。不管事实上如何，将应理解，这不必如此。此种前边缘突出部58和后边缘突出部60可用于将表面冷却器50安装至环形后壳体52的钩部或其它安装特征结构。
[0018]通常，一组冷却通道62延伸本体48从第一远端64至第二远端66的长度的至少一部分。将应理解，任何数目的冷却通道可定位在本体48的内部。为清楚起见，在图2中已例示两个冷却通道62。
[0019]一组翅片68限定本体48的第二表面56的一部分。将应理解，尽管翅片68中的一些示出为更本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种表面冷却器组件，其构造成可操作地联接至航空器风扇壳体，所述表面冷却器组件包括：基础本体，所述基础本体具有构造成面对所述航空器风扇壳体的第一表面和与所述第一表面相对的第二表面；位于所述基础本体内的多个流体通道；膨胀器本体，所述膨胀器本体具有流体地联接至所述多个流体通道中的至少一个流体通道的内部通道，其中所述内部通道限定第一高度和小于所述第一高度的第二高度；以及一组翅片，所述一组翅片沿着所述基础本体的所述第二表面和所述膨胀器本体的至少一部分设置，其中所述内部通道上覆所述一组翅片。2.根据权利要求1所述的表面冷却器组件，其中，所述膨胀器本体在第一端与第二端之间延伸，其中所述第一高度位于所述第一端处，并且所述第二高度位于所述第二端处。3.根据权利要求1所述的表面冷却器组件，所述表面冷却器组件还包括联接至所述膨胀器本体的第一歧管部分。4.根据权利要...

【专利技术属性】
技术研发人员：BA卢谢克，
申请(专利权)人：和谐工业有限责任公司，
类型：发明
国别省市：