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CN111356822A - 飞行器推进单元和用于使马达封闭件通风的方法 - Google Patents

飞行器推进单元和用于使马达封闭件通风的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器的推进单元(5)，包括：机舱(7)、涡轮喷气发动机(1)、用于循环次级气流的环形流路径(19)、以及预冷却器装置(3)，所述与冷却装置(3)与马达封闭件(21)连通并且包括通向所述环形流路径(19)的通气口(25)。根据本发明，推进单元(5)的显著之处在于，其包括压缩空气供应回路(27)，压缩空气供应回路布置在推进单元(5)中，用于将压缩空气流喷射到通气口(25)中。本发明还涉及一种用于对根据本发明的推进单元(5)的马达封闭件(21)进行通风的方法，其显著之处在于，该方法包括当涡轮喷气发动机(1)停机时将压缩空气喷射到预冷却器装置(3)的通气口(25)中的步骤。

Description

飞行器推进单元和用于使马达封闭件通风的方法
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器的推进单元和一种用于使本发明的推进单元的马达封闭件通风的方法。
背景技术
飞行器由多个推进单元驱动，每个推进单元包括容纳在机舱中的涡轮喷气发动机。
推进单元包括机舱以及例如双流式类型的涡轮喷气发动机，机舱经由悬吊架(也被称为“发动机挂架”)连接到飞行器的机翼，涡轮喷气发动机适于经由旋转风扇的叶片产生热气流(也被称为主流)和冷气流(也被称为次流)，该冷气流通过形成在机舱的两个同心壁之间的环形通道(也被称为流路径)在涡轮喷气发动机外部循环。主流和次流在机舱的后部从涡轮喷气发动机喷出。
该机舱通常具有管状结构，包括位于涡轮喷气发动机上游的上游段或进气口、用于围绕涡轮喷气发动机的风扇的中间段、用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段(也被称为“核心”)，该下游段能够嵌入推力反向装置，并且能够由位于涡轮喷气发动机下游的喷嘴终止。
机舱的下游段通常具有包括外部机罩的外部结构，外部机罩与同心的内固定结构一起限定用于引导冷气流的环形流路径。机舱的内部固定结构通常由首字母缩写“IFS”表示。
环形通道，也称为马达封闭件，由包括在机舱的内部固定结构和围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的马达壳体之间的环形空间限定。热毯通常保护暴露于在涡轮喷气发动机中循环的热气体的机舱的内部固定结构。
该推进单元包括若干通风装置，当推进单元运行时，该通风装置用于冷却马达封闭件。马达封闭件的通风可以由通风孔来确保，通风孔通常由分布在机舱的内部固定结构上的静态或动态的通气口构成。此外，预冷却器类型的热交换器，用于调节从用于飞行器辅助设备的空气抽口出来的温度，当回路打开时，该热交换器排出空气。该预冷却器的运行方式如下：通气口抽取在环形流路径中循环的新鲜空气，阀门控制空气流速，预冷却器吸入新鲜空气，调节送往飞行器的空气的温度，新鲜空气吹回马达封闭件，并与马达封闭件的通风混合。所有热空气由推进单元的下游从发动机喷出。
当涡轮喷气发动机从运行状态进入停止状态时，没有通风系统运行。这导致温度的升高，这一方面发生在涡轮喷气发动机的燃烧室内，另一方面发生在由包括在机舱的内部固定结构和围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的马达壳体之间的环形空间形成的马达封闭件中。
这种温度的升高使得涡轮喷气发动机和马达封闭件经受高于工作温度的温度，推进单元不再通风。
这种温度的升高会导致“结焦”现象和/或结构或接头的劣化。
为了防止这种现象或劣化的发生，现有技术的第一种解决方案在于确定涡轮喷气发动机的燃烧室的部件的尺寸，使得它们与涡轮喷气发动机停机30至60分钟期间达到的温度相容。
这种部件的制造成本太高，其相对于热阻而言尺寸过大。
现有技术的第二种解决方案在于通过使发动机干燥运行来继续通风。这种解决方案非常受限制并且证明太昂贵。
现有技术的第三种解决方案是增加覆盖机舱的内部固定结构的热毯的厚度。
这种解决方案不令人满意，因为这导致机舱的成本和质量的增加。
发明内容
本发明旨在解决上述缺陷，并且为此目的涉及一种用于飞行器的推进单元，包括：
-机舱，
-涡轮喷气发动机，
-用于循环次级气流的环形流路径，限定在机舱的外部结构和机舱的内部固定结构之间，以及
-预冷却器装置，与由环形空间限定的马达封闭件连通，环形空间包括在机舱的内部固定结构与围绕涡轮喷气发动机的燃烧室的马达壳体之间，所述预冷却器装置包括通向所述环形流路径的通气口和用于从所述环形流路径吸入气流的阀，
所述推进单元的显著之处在于，其包括压缩空气供应回路，该压缩空气供应回路布置在推进单元中并且设计成将压缩空气流喷射到预冷却器装置的所述通气口中。
因此，通过提供包括压缩空气供应回路的推进单元，在环形流路径中产生文丘里效应，其中压缩空气供应回路布置在推进单元中并且设计成将压缩空气流喷射到预冷却器装置的通气口中，该通气口通向用于循环次级气流的环形流路径。
这在环形流路径中，预冷却器装置的上游产生真空。这种真空引起周围的外部空气的吸入，从而引起预冷却器装置中的空气的移动，预冷却器装置然后将热空气从马达封闭件吸出。
因此，在马达封闭件中获得了空气更新，这允许当涡轮喷气发动机停机时防止该封闭件中的温度的增加。
因此，消除了使涡轮喷气发动机的燃烧室的部件尺寸过大的需要，使得它们承受比工作温度更高的温度，如现有技术中的情况。此外，不再需要使涡轮喷气发动机干燥运行以允许这种通风。因此，制造和运行这种推进单元的成本相对于现有技术降低。
最后，由于本发明，相对于现有技术，可以减小用于保护机舱的内部固定结构的热毯的厚度，这进一步降低了推进单元的成本以及推进单元的质量。
根据本发明的推进单元的可选特征：
-压缩空气供应回路包括喷气喷射歧管，所述喷气喷射歧管集成到所述通气口中并由气动源供应；
-预冷却器装置包括在通气口下游的进气阀，压缩空气供应回路包括喷气喷射歧管，所述喷气喷射歧管集成到所述进气阀中或在所述通气口和所述进气阀之间，并且由气动源供应；
-气动源与推进单元集成
-气动源由与推进单元集成的压缩空气罐组成；
-气动源由嵌入推进单元的压缩机组成；
-可替代地，气动源在推进单元的外部。
本发明还涉及一种用于对根据本发明的推进单元的马达封闭件进行通风的方法，其显著之处在于，该方法包括当涡轮喷气发动机停机时将压缩空气喷射到预冷却器装置的通气口中的步骤。
附图说明
在阅读以下详细描述时，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，为了理解该详细描述，将参考附图，其中：
图1示出了本发明的推进单元的涡轮喷气发动机；
图2是根据第一实施例获得的本发明的推进单元的纵向剖视图；
图3是根据第二实施例获得的本发明的推进单元的纵向剖视图；
图4是根据图2的线IV-IV的剖视图。
具体实施方式
在说明书和权利要求书中，术语“上游”和“下游”应理解为相对于由机舱和涡轮喷气发动机形成的推进单元内部的气流的循环，也就是说参考图2的从左到右。
类似地，参照相对于机舱的纵向轴线的径向距离，将不受限制地使用术语“内部”和“外部”，术语“内部”定义了径向上更靠近机舱的纵向轴线的区域，与术语“外部”相对。
此外，在所有附图中，相同或相似的附图标记表示相同或相似的构件或构件组。
参考图1，其中示出了属于本发明的推进单元的涡轮喷气发动机1，并且在该涡轮喷气发动机上安装有预冷却器装置3。
参考图2，示出了本发明的推进单元5的纵向剖视图，其包括围绕涡轮喷气发动机1的机舱7，且经由悬吊架9连接至飞行器的机翼(未示出)。
机舱7具有下游段11，其用于围绕涡轮喷气发动机的燃烧室13，并具有外部结构15，外部结构与同心的内部固定结构17一起限定用于引导冷空气的次级气流的环形流路径19。
马达封闭件21由包括在内部固定结构17和围绕涡轮喷气发动机的燃烧室13的马达壳体23之间的环形空间限定。
回到图1。预冷却器装置3包括通向环形流路径的通气口25，通气口用于预冷却器装置的常规操作，以抽吸在环形流路径中循环的新鲜空气，以冷却从高压压缩机抽吸的飞行器辅助设备26的空气。来自环形流路径的空气排出(箭头28)到马达封闭件21内。为此目的，预冷却器装置3与马达封闭件21连通。
根据本发明，推进单元5包括图2(再次参考图2)中所示的压缩空气供应回路27。
压缩空气供应回路27布置在推进单元中以将压缩空气流喷射到预冷却器装置3的通气口25中。
预冷却器装置包括阀29，用于从环形流路径吸入气流。推进单元可以包括用于阀29的自动化致动的装置。
压缩空气供应回路27包括喷气喷射歧管31，所述喷气喷射歧管31集成到预冷却器装置3的通气口25中或集成到进气阀29中或集成到通气口25和进气阀29之间。
喷气喷射歧管31由气动源提供。
根据本发明的推进单元的第一实施例，气动源与推进单元5集成。气动源由集成到推进单元中的压缩空气罐33组成，该压缩空气罐可以经由连接到被称为“地面辅助设备”的工具的供应管从推进单元的外部进行充气，或通过涡轮喷气发动机的高压压缩机从推进装置的内部进行充气。气动源也可以由嵌入推进单元的压缩机组成。
根据图3所示的本发明的推进单元的第二优选实施例，气动源位于推进单元5的外部。喷气喷射歧管31继而保持集成到预冷却器装置3的通气口25中，并且经由导管35由外部气动源供应。外部气动源连接到发动机工具“地面辅助设备”或连接到固定的压缩空气回路。
现在将参考图2至图4描述本发明的操作。
当涡轮喷气发动机停机时，压缩空气供应回路27经由可以与推进单元集成或在推进单元外部的气动源供应。
连接到气动源并集成到预冷却器装置的通气口中的喷射歧管31释放压缩空气流到环形流路径19中(由图2和图3中的箭头A表示的步骤)。在静止时将压缩空气流引入环形流路径中，在环形流路径中产生文丘里效应。因此这在环形流路径19中，预冷却器装置3的上游产生真空。
如图2和图3中的箭头B所示，这种真空引起在推进单元的下游或通过形成在机舱的内部固定结构17中的通风孔37吸入周围的外部空气。
如图2至图4中的箭头C所示，这导致预冷却器装置中的空气的移动，预冷却器装置然后从马达封闭件21中吸入热空气。
如图2至图4中的箭头D所示，预冷却器装置通过预冷却器装置3的通气口25排出来自马达封闭件21的热空气。
因此，在马达封闭件中获得了空气更新，这允许当涡轮喷气发动机停机时防止该封闭件中的温度的增加。
因此，根据本发明，用于对推进单元5的马达封闭件21进行通风的方法包括当涡轮喷气发动机停止时将压缩空气喷射到预冷却器装置的通气口中的步骤。
然后，相对于涡轮喷气发动机运行时的常规操作，当涡轮喷气发动机停机时，预冷却器装置3以反向模式运行。
当然，本发明不限于仅通过示例性实例在上文描述的该推进单元的仅有的实施例，相反，本发明包括涉及所述装置的技术等同物的所有变型及其组合，如果这些变型及其组合落入本发明的范围内的话。

Claims (8)

1.一种用于飞行器的推进单元(5)，包括：
-机舱(7)，
-涡轮喷气发动机(1)，
-用于循环次级气流的环形流路径(19)，所述环形流路径(19)限定在所述机舱(7)的外部结构(15)和所述机舱(7)的内部固定结构(17)之间，以及
-预冷却器装置(3)，所述预冷却器装置(3)与由环形空间限定的马达封闭件(21)连通，所述环形空间包括在所述机舱(7)的内部固定结构(17)与围绕所述涡轮喷气发动机(1)的燃烧室(13)的马达壳体(23)之间，所述预冷却器装置(3)包括通向所述环形流路径(19)的通气口(25)和用于从所述环形流路径(19)吸入气流的阀(29)，
所述推进单元(5)的特征在于，其包括压缩空气供应回路(27)，所述压缩空气供应回路(27)布置在所述推进单元(5)中并且设计成将压缩空气流喷射到所述预冷却器装置(3)的所述通气口(25)中。
2.根据权利要求1所述的推进单元(5)，其特征在于，所述压缩空气供应回路(27)包括喷气喷射歧管(31)，所述喷气喷射歧管(31)集成到所述通气口(25)中并由气动源供应。
3.根据权利要求1所述的推进单元(5)，其中，所述预冷却器装置(3)包括在所述通气口(25)下游的所述进气阀(29)，其特征在于，所述压缩空气供应回路(27)包括喷气喷射歧管(31)，所述喷射歧管(31)集成到所述进气阀(29)中或在所述通气口(25)和所述进气阀(29)之间，并且由气动源供应。
4.根据权利要求3所述的推进单元(5)，其特征在于，所述气动源与所述推进单元(5)集成。
5.根据权利要求4所述的推进单元(5)，其特征在于，所述气动源由与所述推进单元(5)集成的压缩空气罐(33)组成。
6.根据权利要求4所述的推进单元(5)，其特征在于，所述气动源由嵌入在所述推进单元(5)上的压缩机组成。
7.根据权利要求2或3中任一项所述的推进单元(5)，其特征在于，所述气动源在所述推进单元(5)的外部。
8.一种用于对根据权利要求1至7中任一项所述的推进单元(5)的马达封闭件(21)进行通风的方法，其特征在于，所述方法包括当所述涡轮喷气发动机(1)停机时将压缩空气喷射到所述预冷却器装置(3)的通气口(25)中的步骤。
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