система охлаждения и регулирования температуры агрегатов силовой установки летательного аппарата

Формула изобретения

1. Летательный аппарат, имеющий, по меньшей мере, одну силовую установку, оборудованную по меньшей мере одной системой охлаждения и регулирования температуры агрегатов (10, 23) упомянутой силовой установки (1), при этом упомянутая система имеет первые средства (21) теплообмена между контурами (22a, 22b) смазки, по меньшей мере, двух из упомянутых агрегатов и среду-теплоноситель, содержащуюся в замкнутом контуре (24), и вторые средства (25, 26) теплообмена между средой-теплоносителем и, по меньшей мере, одной охлаждающей средой (27, 28), при этом первые средства (21) теплообмена расположены локально на уровне каждого из упомянутых агрегатов (10, 23), причем вторые средства (25, 26) теплообмена расположены на удалении от упомянутых первых средств (21), и при этом замкнутый контур (24) проходит между, по меньшей мере, двумя из агрегатов (10, 23) и упомянутыми вторыми средствами (25, 26) теплообмена, при этом упомянутая система соединена с сетью (32) среды-теплоносителя, обслуживающей агрегаты летательного аппарата, внешние по отношению к силовой установке.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что первыми средствами (22a, 22b) теплообмена являются теплообменники среда-теплоноситель/масло, связанные с агрегатами (10, 23).

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вторые средства теплообмена содержат, по меньшей мере, один теплообменник (25) среда-теплоноситель/воздух в контакте, по меньшей мере, с частью (28) вторичного воздушного потока, перемещающегося между гондолой и двигателем силовой установки.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вторые средства теплообмена содержат, по меньшей мере, один теплообменник (26) среда-теплоноситель/топливо, расположенный в контуре (27) питания топливом силовой установки.

5. Летательный аппарат по п.3, отличающийся тем, что вторые средства теплообмена содержат, по меньшей мере, один теплообменник (26) среда-теплоноситель/топливо, расположенный в контуре (27) питания топливом силовой установки.

6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что агрегаты содержат, по меньшей мере, один электрический генератор (10) и турбомашину (23) силовой установки.

7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что содержит, по меньшей мере, две системы охлаждения и регулирования температуры, при этом обе системы являются независимыми и отделены друг от друга.

8. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что замкнутый контур (24) дополнительно питает, по меньшей мере, один нагревательный модуль (34) противообледенительной защиты силовой установки.

9. Летательный аппарат по п.1, в котором контур среды-теплоносителя соединен с теплообменниками системы кондиционирования воздуха летательного аппарата, позволяющими рассеивать тепловую энергию системы кондиционирования воздуха через мощности охлаждения силовой установки.

10. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что он имеет, по меньшей мере, две системы охлаждения и регулирования температуры, при этом обе системы являются независимыми и отделены друг от друга и при этом вторые средства теплообмена содержат по меньшей мере один теплообменник (25) среда-теплоноситель/воздух в контакте по меньшей мере с частью вторичного воздушного потока, который перемещается между гондолой и двигателем силовой установки, причем вторые средства теплообмена содержат по меньшей мере один теплообменник среда-теплоноситель/топливо, расположенный в контуре питания топливом силовой установки.

11. Летательный аппарат, имеющий, по меньшей мере, одну силовую установку, оборудованную, по меньшей мере, двумя системами охлаждения и регулирования температуры агрегатов (10, 23) упомянутой силовой установки (1), при этом упомянутая система имеет первые средства (21) теплообмена между контурами (22a, 22b) смазки, по меньшей мере, двух таких агрегатов и среду-теплоноситель, содержащуюся в замкнутом контуре (24), и вторые средства (25, 26) теплообмена между средой-теплоносителем и, по меньшей мере, одной охлаждающей средой (27, 28), при этом первые средства (21) теплообмена расположены локально с каждым из упомянутых агрегатов (10, 23), причем вторые средства (25, 26) теплообмена расположены на удалении от упомянутых первых средств (21) и при этом замкнутый контур (24) проходит между, по меньшей мере, двумя из агрегатов (10, 23) и упомянутыми вторыми средствами (25, 26) теплообмена, при этом две системы являются независимыми и отделенными одна от другой и при этом вторые средства теплообмена содержат по меньшей мере один теплообменник (25) среда-теплоноситель/воздух в контакте по меньшей мере с частью (28) вторичного воздушного потока, который перемещается между гондолой и двигателем силовой установки, причем вторые средства теплообмена содержат по меньшей мере один теплообменник среда-теплоноситель/топливо, расположенный в контуре питания топливом силовой установки.

Описание изобретения к патенту

Объектами настоящего изобретения являются система охлаждения и регулирования температуры агрегатов силовой установки летательного аппарата, силовая установка, содержащая такую систему и летательный аппарат, оборудованный такой системой.

Силовая установка летательного аппарата, такая как турбореактивный двигатель, содержит несколько систем, требующих охлаждения или поддержания оптимальной рабочей температуры, таких как турбомашина, и электрические агрегаты, такие как электрический генератор летательного аппарата.

Кроме того, необходимо ограничивать температуру масла для смазки подвижных частей турбомашины и удалять тепло, выделяемое опорными подшипниками и трущимися деталями.

Системами, обычно охлаждаемыми или регулируемыми по температуре при помощи контура охлаждения на уровне двигателя, являются электрические генераторы, соединенные с двигателем (турбомашиной), и движущиеся части двигателя.

При этом известны два принципа охлаждения, широко применяемые на уровне силовых установок.

Первый принцип состоит в охлаждении за счет теплообмена масло/воздух, при этом в отводном контуре, отбирающем воздух из холодного вторичного потока двигателя, устанавливают теплообменник.

Этот первый принцип отрицательно влияет на эффективность работы силовой установки по причине отбора воздуха на двигателе и/или дополнительной потери напора аэродинамического потока. Для ограничения этого недостатка обычно в теплообменнике устанавливают клапан регулирования расхода воздуха, отбираемого на двигателе. Однако эти регулировочные клапаны снижают общую надежность системы охлаждения и являются причиной многочисленных проблем в эксплуатации (появление трещин на клапанах и трубопроводах из-за аэродинамических вибрационных напряжений, появление неисправностей системы автоматического управления клапаном и т.д.).

Кроме того, этот первый принцип отрицательно сказывается на акустической обработке внутренней поверхности контура вторичного потока. Действительно, чем больше размер устанавливаемого теплообменника, тем больший размер будет иметь вход воздуха (и выход воздуха, если отбираемый воздушный поток выбрасывается во вторичный поток). Однако вход воздуха и выход воздуха не имеют акустической обработки и поэтому стремятся уменьшать их размеры для борьбы с шумом двигателей.

Присутствие теплообменника является неблагоприятным из-за того, что это не позволяет уменьшить размеры входа и выхода воздуха.

Второй принцип состоит в использовании топлива, подаваемого в двигатель, в качестве охлаждающей среды, и в этом случае используют один или несколько теплообменников топливо/масло, обычно выполненных в виде пластинчатых теплообменников или трубчатых теплообменников, которые интегрируют в силовую установку.

Эти теплообменники позволяют рассеивать тепловую энергию в топливе, используемом двигателем.

Вместе с тем, топливо не должно нагреваться сверх определенной температуры (~150°С), чтобы избежать коксообразования. Поэтому в некоторых силовых установках осуществляют отбор топлива в баках самолета в количестве, намного превышающем потребность двигателя в топливе для сгорания, и впрыскивают обратно в баки неиспользованное нагретое топливо.

Как и в случае теплообменных устройств воздух/масло, теплообменники топливо/масло, как правило, нельзя располагать вблизи охлаждаемых устройств, и поэтому масляные контуры необходимо продлевать между охлаждаемыми устройствами и теплообменниками.

В результате, независимо от применяемого принципа, охлаждаемые устройства или источники тепла охлаждают и регулируют при помощи их собственных контуров смазки, что заставляет продлевать эти контуры в сторону теплообменников, удаленных от этих источников тепла.

Кроме того, в предшествующем уровне техники масляные контуры выполняют двойную функцию смазки и охлаждения.

С учетом этой двойной функции масляные контуры различных охлаждаемых компонентов необходимо обязательно разделять, чтобы ограничить риски появления общих неисправностей (загрязнение одного масляного контура, которое может привести к загрязнению другого контура, утечка в масляном контуре, которая может привести к выходу из строя всех контуров, и т.д.), что заставляет еще больше увеличивать длину и число трубопроводов циркуляции масла.

Кроме того, поскольку каждый контур охлаждения предназначен для конкретного агрегата (двигатель или электрический генератор), каждый контур должен содержать, по меньшей мере, одно устройство охлаждения, размеры которого должны быть предусмотрены для наиболее сложного случая охлаждения (например: максимальное потребление электроэнергии в условиях «жаркой погоды», когда самолет стоит на земле). Однако, поскольку каждый контур охлаждения не обязательно подвергается воздействию сложных условий на одних и тех же фазах полета, устройства охлаждения почти никогда не используются на 100% одновременно. Поэтому на силовой установке присутствуют чрезмерные мощности охлаждения, что, с учетом необходимости соблюдения правила разделения контуров, отрицательно влияет на характеристики силовой установки и увеличивает ее массу и объем.

Кроме того, тот факт, что в известных устройствах контур охлаждения одновременно является контуром смазки источников тепла, создает определенные проблемы интегрирования указанного контура. Прежде всего, поскольку масляный контур должен соединять источник тепла с различными теплообменниками, которые не обязательно находятся поблизости, объем, длина и сложность масляного контура предопределяют большие потери напора в контуре и наличие значительного объема масла. Кроме того, циркуляция масла вокруг двигателя повышает риски утечек, загрязнения и воспламенения силовой установки, что предопределяет определенную уязвимость системы охлаждения и соответствующей силовой установки.

Наконец, смазочное масло не является самой подходящей жидкостью для передачи тепловой энергии, учитывая его высокую вязкость и его не оптимальную теплоемкость, а также то, что контуры охлаждения каждого источника тепла охлаждаются и регулируются по температуре при помощи своего собственного смазочного контура, означает, что последний должен быть максимально коротким, чтобы ограничить потери напора и риски утечек. Поэтому вряд ли можно рассматривать возможность соединения системы или систем охлаждения различных компонентов силовой установки и еще меньше возможность их соединения с компонентами самолета. Таким образом, между охлаждающими мощностями самолета и силовой установки, а также между источниками тепла самолета и силовой установкой невозможно достичь какого-либо совместного действия, что препятствует любому объединению термических устройств, хотя такое совместное действие могло бы обеспечить более продвинутую оптимизацию систем охлаждения.

Пример известной системы показан на фиг. 1.

В этом примере масляный контур 11 смазки проходит в гондоле двигателя и доходит до средств 12, 13 охлаждения типа теплообменника топливо/масло, масляный контур 14 смазки электрического генератора доходит до средств 15 охлаждения типа топливо/масло, расположенных в контуре рециркуляции топлива, поступающего в двигатель.

Известное решение представлено также на фиг. 2, где показан двигатель 1 летательного аппарата, содержащий гондолу 2 и силовую установку 3 и оборудованный теплообменниками 6, 8 воздух/масло, расположенными в каналах 7, 9 и 4, 5, отводящих часть вторичного потока для охлаждения теплообменников.

Задачей настоящего изобретения является сведение к минимуму циркуляции масла для смазки агрегатов снаружи охлаждаемых агрегатов и разделение функции смазки и функции охлаждения.

Кроме того, оно позволяет объединить средства охлаждения между различными агрегатами, совмещая охлаждающие мощности каждого компонента, и обеспечивает теплообмены между диссипативными источниками и, в частности, диссипативными источниками, потребности охлаждения которых различаются в зависимости от рабочих фаз летательного аппарата.

Для этого настоящим изобретением предлагается система охлаждения и регулирования температуры агрегатов силовой установки летательного аппарата, содержащая первые средства теплообмена между контурами смазки, по меньшей мере, двух из упомянутых агрегатов и среду-теплоноситель, содержащуюся в замкнутом контуре, вторые средства теплообмена между средой-теплоносителем и, по меньшей мере, одной охлаждающей средой, при этом первые средств теплообмена расположены локально на уровне каждого из упомянутых агрегатов, вторые средства теплообмена расположены на удалении от упомянутых первых средств, при этом замкнутый контур проходит между, по меньшей мере, двумя из агрегатов и упомянутыми вторыми средствами.

Кроме того, объектом изобретения является силовая установка летательного аппарата, содержащая, по меньшей мере, одну такую систему охлаждения.

Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания не ограничительных примеров выполнения этого изобретения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - пример системы охлаждения агрегатов из предшествующего уровня техники.

Фиг. 2 - пример силовой установки летательного аппарата, оборудованной теплообменниками воздух/среда.

Фиг. 3 - первый схематичный пример выполнения системы в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 4 - второй пример выполнения системы в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 5 - пример выполнения дублирующей системы в соответствии с настоящим изобретением.

Фиг. 6 - схематичный пример системы охлаждения в соответствии с настоящим изобретением, содержащей средства взаимосвязи между агрегатами, внешними по отношению к силовой установке.

Примеры систем охлаждения и регулирования температуры агрегатов 10, 23 силовой установки 1 летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением показаны на фиг. 3-6.

Пример, схема которого показана на фиг. 1, является базовой схемой для системы в соответствии с настоящим изобретением, которая содержит первые средства 21 теплообмена между контурами 22а, 22b смазки, по меньшей мере, двух агрегатов, которыми предпочтительно являются электрический генератор 10 силовой установки и сама турбомашина 23.

Эти два агрегата характеризуются большой потребностью в смазке и сложными условиями работы, так как электрический генератор 10 должен обеспечивать электрическую мощность летательного аппарата, а турбомашина должна обеспечивать тягу для этого летательного аппарата.

Чтобы оптимизировать охлаждение этих двух агрегатов, не ухудшая их смазку, согласно изобретению, максимально близко к эти агрегатам размещают первые средства 21 теплообмена, при этом среда-теплоноситель, содержащаяся в замкнутом контуре 24, обеспечивает передачу удаляемых калорий во вторые средства 25, 26 теплообмена между средой-теплоносителем и, по меньшей мере, одной охлаждающей средой 27, 28.

Таким образом, первые средства 21 теплообмена расположены локально на уровне каждого из упомянутых агрегатов 10, 23, а вторые средства 25, 26 теплообмена расположены максимально близко к месту, где циркулирует охлаждающая среда и, таким образом, вторые средства 25, 26 теплообмена удалены от упомянутых первых средств 21 теплообмена.

Первым преимуществом изобретения является то, что, поскольку замкнутый контур 24 проходит между, по меньшей мере, двумя из агрегатов 10, 23 и упомянутыми вторыми средствами 25, 26, агрегаты совместно используют средства охлаждения. Кроме того, первые средства могут оставаться максимально близко от агрегатов, а вторые средства можно расположить в наиболее подходящих местах для охлаждения, не продлевая контуры смазки агрегатов.

Первыми средствами 22а, 22b теплообмена являются теплообменники среда-теплоноситель/масло, связанные с агрегатами 10, 23.

Таким образом, среда-теплоноситель является текучей средой, выполняющей эту функцию.

Предпочтительно среда-теплоноситель должна быть нетоксичной, невоспламеняемой и иметь низкую вязкость и хорошую теплоемкость. Например, но не ограничительно, средой-теплоносителем может быть чистая вода или вода, смешанная с одной или несколькими добавками для улучшения ее свойств, например, вода с добавлением гликоля, чтобы избегать затвердевания среды-теплоносителя в случае очень низкой температуры использования.

Согласно примеру, контур среды-теплоносителя проходит через несколько теплообменников типа жидкость/жидкость, при этом каждый теплообменник предназначен для конкретного охлаждаемого источника тепла и обеспечивает обмен тепловой энергией между средой-теплоносителем охлаждающего контура и маслом для смазки этого источника тепла.

Эти теплообменники между горячими источниками и контуром среды-теплоносителя могут находиться либо вблизи горячих источников, либо на стенке или внутри горячих источников, либо в любом другом месте силовой установки, наиболее подходящем с точки зрения интегрирования системы.

Согласно не ограничительному примеру выполнения, внутри резервуара масла для смазки соответствующего горячего источника размещают теплообменник в контакте с маслом.

В этом случае теплообмен происходит непосредственно внутри горячего источника и, следовательно, не требует наличия контура смазки, проходящего за пределами кожуха упомянутого источника и вокруг силовой установки.

Для обеспечения циркуляции среды-теплоносителя замкнутый контур 24 содержит насос 29 циркуляции среды-теплоносителя.

Согласно примеру, показанному на фиг. 3, вторые средства теплообмена содержат, по меньшей мере, один теплообменник 25 среда-теплоноситель/воздух в контакте, по меньшей мере, с частью вторичного воздушного потока, перемещающегося между гондолой и двигателем силовой установки.

В частности, этот теплообменник можно установить вместо теплообменника масло/воздух из предшествующего уровня техники типа теплообменников, показанных на фиг. 2.

Альтернативно или параллельно вторые средства теплообмена могут содержать, по меньшей мере, один теплообменник 26 среда-теплоноситель/топливо, расположенный в контуре 27 питания топливом силовой установки.

В этом случае, как и в известных решениях, контур питания топливом может содержать, как в предшествующем уровне техники, рециркуляцию топлива в топливный бак для ограничения повышения температуры вследствие теплообмена.

Как было указано выше, основными охлаждаемыми агрегатами являются, по меньшей мере, электрический генератор 10 и турбомашина 23 силовой установки.

Как показано на фиг. 6, изобретение можно также применять для охлаждения других элементов силовой установки и, в частности, для устройств автоматического управления реверсорами тяги 40 и для приводов 41 двигателя.

Это становится возможным за счет использования контура 24, проходящего между агрегатами, вместо выполнения для каждого агрегата контура смазки, продленного до теплообменников.

Система, показанная на фиг. 4, усовершенствована за счет того, что на уровне, по меньшей мере, одного из первых средств 21 теплообмена замкнутый контур содержит устройство регулирования, выполненное с возможностью регулирования количества среды-теплоносителя, входящей в это первое средство 21 теплообмена.

Устройство регулирования содержит клапан 30, распределяющий среду-теплоноситель в первый теплообменник 21 или в канал 31 короткого замыкания упомянутого, по меньшей мере, первого средства теплообмена.

Устройство контроля (на фиг. 4 не показано) управляет клапаном 30 в зависимости от заданных параметров регулирования, таких как внешняя температура, температура масла и фаза работы устройства.

Кроме того, устройство 34 рециркуляции среды-теплоносителя обеспечивает возврат в резервуар для среды-теплоносителя избытка среды, контролируемого устройством регулирования.

На фиг. 5 показана система охлаждения силовой установки, которая содержит, по меньшей мере, две описанные выше системы охлаждения, при этом обе системы являются независимыми и отделены друг от друга.

Первая система содержит первый контур 24а, который питает первый теплообменник 21а масло/среда первого электрического генератора силовой установки и первый теплообменник 21с масло/среда турбомашины и который производит обмен передаваемыми калориями с первым вторым теплообменником 25а типа среда/воздух и первым вторым теплообменником 26а типа среда/топливо.

Циркуляцию среды-теплоносителя этого первого контура обеспечивает первый насос 29а.

Вторая система содержит второй контур 24b, который питает второй теплообменник 21b масло/среда второго электрического генератора силовой установки и второй теплообменник 21d масло/среда турбомашины и который производит обмен передаваемыми калориями со вторым теплообменником 25b типа среда/воздух и вторым теплообменником 26b типа среда/топливо.

Циркуляцию среды-теплоносителя этого второго контура обеспечивает второй насос 29b.

Чтобы избежать любого риска общей утечки или разрыва двух контуров в случае удара или, например, столкновения с птицей, оба контура разделены, в частности, путем их удаления друг от друга, например, путем их расположения диаметрально противоположно относительно оси силовой установки.

В этом примере необходимо отметить, что обе системы охлаждения расположены таким образом, чтобы дополнять друг друга, обеспечивая дублирование на уровне агрегатов и, в частности, на уровне турбомашины, для чего контуры проходят через разные теплообменники.

Здесь тоже, в случае проблем на одном из контуров, другой контур остается функциональным, что позволяет продолжать использовать силовую установку, естественно, ограничивая мощность турбомашины, чтобы ограничить ее перегрев.

Использование контура среды-теплоносителя позволяет также использовать среду-теплоноситель для нагрева элементов силовой установки, и, в частности, согласно частному варианту выполнения изобретения, замкнутый контур 24 дополнительно питает, по меньшей мере, один нагревательный модуль 34 противообледенительной защиты силовой установки.

Как известно, этот модуль может быть расположен в кромке воздухозаборника двигателя.

В примере, показанном на фиг. 6, система дополнительно соединена с сетью 32 среды-теплоносителя, обслуживающей агрегаты летательного аппарата, внешние по отношению к силовой установке, через средства 33 взаимосвязи.

Такими агрегатами могут быть агрегаты противообледенительной защиты крыльев, использующие тепло, передаваемое средой-теплоносителем, агрегаты, требующие охлаждения, такие как устройство кондиционирования воздуха, при этом связь между системой и теплообменниками системы кондиционирования воздуха позволяет рассеивать тепловую энергию системы кондиционирования воздуха, используя мощности охлаждения силовой установки.

Действительно, во время фаз ожидания на земле, если силовые установки работают, вполне можно предусмотреть рассеяние тепловой энергии, получаемой при кондиционировании воздуха, в воздушном потоке, проходящем через турбомашину, через имеющиеся в наличии мощности охлаждения систем охлаждения силовых установок.

Изобретение не ограничивается описанными примерами и охватывает любые варианты, не выходящие за рамки формулы изобретения.