飞行器热排放控制方法和实施所述方法的飞行器冷却装置的制作方法

专利名称：飞行器热排放控制方法和实施所述方法的飞行器冷却装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种飞行器热排放的控制方法和一种允许实施所述方法的飞行器冷
却装置。
背景技术：
飞行器包括一个机体和至少一个推进装置。在图1中，示意性地用10表示机体， 并用12表示推进装置。机体广义地指的是除推进装置以外飞行器的所有零件，特别是飞机机身、侧翼、尾
^r ο按照一种广泛采用的实施方式，推进装置用机翼支柱悬挂在侧翼下。更一般地说， 推进装置用在图1上用虚线表示的接口 14连接至机体。推进装置12包括一个涡轮机16，其配备有第一发动机冷却回路18，载热流体，特 别是油穿过第一空气/油发动机交换器20并在其中循环。该涡轮机用的碳氢燃料由从配备在该机体上的容器24延伸的碳氢燃料回路22供在某些情况下，可以利用几个冷却源来冷却涡轮机油，例如，在第一发动机冷却回 路18上利用第二油/碳氢燃料交换器26，并利用该碳氢燃料作为载热流体，以便冷却涡轮 机的油。作为补充，推进装置12可能包括另一个热排放源28，例如，安装在涡轮机附近的 一个或几个发电机。为了优化这些零件28的功能，需要通过偏置第二发动机冷却回路30来调节其温 度，其中一种载热流体穿过第三发动机交换器32循环，特别是油/空气交换器。每个发动机冷却回路的特征，也就是说，要冷却的流体的特征(例如其流量)、交 换器的特征(例如尺寸)、冷却用的流体的特征(例如其流量)，是根据在所述源上的温度 调节要求进行调整的，特别是为了把该源的温度维持得低于某个阈值。在第一发动机冷却回路的情况下，这些要求随着飞行器的运行而变化，当飞行器 处于地面时较高。于是，涉及该涡轮机的发动机冷却回路的特征是根据当飞行器处于地面时的最大 约束确定的。该机体10还包括至少一个热排放源34，一般是几个热排放源，例如，电气附件34、 功率电子电路系统34'、空气调节系统34〃、航空电子设备34'‘‘、客户设备34〃 ‘‘。所 有这些零件都应该在温度上进行调节，以便保证其功能，并保证最高比率的可用性。为此， 至少设置一个机体冷却回路36。按照举例说明的示例，该机体包括两个机体冷却回路36， 36'，每个都包括一个交换器38，38'，以允许冷却在每个回路中循环流动的载热流体，这 些交换器利用空气对在该冷却回路中循环流动的载热流体进行冷却。每个机体冷却回路的特征，也就是说，要冷却的流体的特征(例如其流量)、交换器的特征(例如其尺寸)、用来冷却的流体的特征(例如其流量)，都是根据在所述源上温 度调节的要求调整的，特别是为了把该源的温度维持得低于某个阈值。对于该机体冷却回路，这些要求随着飞行器的运行而变化，而当飞行器在飞行时 较高。于是，该一个或多个机体冷却回路的特征是根据当飞行器在飞行时的最大约束确定 的。人们注意到，该推进装置和该机体的冷却要求随着飞行而变化，而且不一定在同 一时刻约束都最大。于是，用来向机体交换器38，38'输送空气的风道40是针对飞行阶段，也就是说， 爬升、巡航和降落阶段的最大约束确定尺寸的，这对于该推进装置并非约束最大的阶段。交换器20，32，38，38'安装在冷却通道40中或飞行器某些部分的表面上，例如， 在推进装置舱上。不过，因为它们干扰空气动力学流动，这些交换器在飞行器空气动力学阻 力方面是会造成损失的，这影响推进装置的能量消耗。在飞行器设计方面，为了安全的原因，机体的组成部分和推进装置的组成部分是 分离的。事实上，应该保证使机体上出现故障和干扰推进装置运行的可能性微乎其微。按照另一个约束，构成机体和推进装置之间的接口的机翼支柱在整体上是非常复 杂的，其尺寸要尽可能缩到最小，以便减少它对飞行器气动力学特征的影响。因而，在不改 变该尺寸来增大机翼支柱对飞行器气动力学特征的影响的情况下，在这个区域中的现有零 件上再添加其他零件几乎是不可能的。另外，这个添加的后果是，使推进装置的安装和拆卸 过程复杂化，已经发现这对于飞行器的维修是有害的。

发明内容
这样，本发明的目标在于，通过提供一种飞行器热排放控制方法，缓解先有技术的 缺点，该方法的目的在于，改善飞行器的性能，而不改变分离的规则，而且不使飞行器的一 般体系结构复杂化。为此，本发明旨在提出一种飞行器热排放控制方法，该飞行器包括一个机体和至 少一个推进装置，所述至少一个推进装置包括一个涡轮机，其碳氢燃料是通过从配备在该 机体上的容器延伸的碳氢燃料回路供给的，所述机体包括至少一个热排放源，其特征在于， 通过利用提供给该涡轮机的碳氢燃料作为载热流体，在至少一个推进装置上至少部分地耗 散在该机体上产生的热排放。本发明允许在遵守分离规则和不使机体和推进装置之间接口复杂化的前提下，对 该机体和至少一个推进装置上设置的冷却装置进行互助(mutualiser)。在机体上，这种互 助允许减少冷却回路的特征，更具体地说，减少在所述机体上的交换器的特征，这允许改善 飞行器的气动力学特征，并降低其能量消耗。


从下文参照附图对本发明所作的描述中会看出其他特征和优点，该描述只作为示 例给出，附图中 图1是一个示意图，示出按照先有技术的飞行器冷却装置； 图2是一个示意图，示出按照本发明的飞行器冷却装置；
图3是一个示意图，示出按照本发明的飞行器冷却装置在地面运行的阶段中； 图4是一个示意图，示出按照本发明的飞行器冷却装置在飞行中运行的阶段 中； 图5是一个示意图，示出按照本发明的飞行器冷却装置发生故障时的情况；以 及 图6是一个示意图，示出按照本发明的另一个变体的飞行器冷却装置。
具体实施例方式如上所述，飞行器包括一个机体和一个或几个推进装置。飞机的机体广义地是指除了推进装置以外飞行器的所有零件，特别是飞机机身、
侧翼、尾翼。在图2至6中，示意性地用110表示飞行器的机体和用112表示推进装置。其他 推进装置没有示出，而且一般是相同的。按照一个广泛采用的实现方式，推进装置一般用机翼支柱悬挂在侧翼下。但是，本 发明不限于这种实现方式，并涵盖涉及机体和推进装置之间连接的所有方案。对于下面的 描述，机体110和推进装置112之间的接口用标记114表示，并用虚线表示。与先有技术共有的零件，用与图1同样的标记加100表示。推进装置112包括涡轮机116，其配备有第一发动机冷却回路118，载热流体，特别 是油穿过第一空气/油发动机交换器120并在其中循环。涡轮机116和交换器120用矩形表示，并不再赘述，因为它们是本领域技术人员已 知的。同样，该冷却回路不再赘述，因为它同样是本领域技术人员已知的。涡轮机通过从配备在该机体上的容器124延伸的碳氢燃料回路122送入碳氢燃 料。和其他零件一样，该碳氢燃料回路和该容器不再赘述，因为它们是本领域技术人员已知 的。在某些情况下，可以利用另外至少一个冷却源来冷却涡轮机116的油。正如举例 说明的，第二油/碳氢燃料交换器126设置在第一发动机冷却回路118上。在这种情况下， 用碳氢燃料作载热流体，以便冷却涡轮机116的油。按照该运行模式，为了获得涡轮机的最 佳运行，按照认证规则和设计者的主张，碳氢燃料的温度应该停留在某个阈值以下。作为补充，推进装置112可能包括另外至少一个热排放源128，例如，一个或几个 安装在涡轮机116附近的发电机。为了优化该热排放源128的功能，需要通过偏置第二发动机冷却回路130来调节 其温度，载热流体穿过第三发动机交换器132循环，特别是油/空气发动机交换器。设置在推进装置上的交换器120和132 —般为表面型，而且设置在推进装置的空 气动力学表面上，例如，在推进装置舱外表面上。但是，本发明不限于这种实施模式。于是， 按照另一个方案，该交换器可以设置在从吸取空气用的入口到压送空气的出口延伸的一个 或几个通道中。在所有这些情况下，该交换器都会干扰空气流，并影响飞行器空气动力学特 征。涡轮机或其他源的冷却要求随着飞行阶段而变化。在该涡轮机情况下，当飞行器 处于地面时该要求最高。因而，第一发动机回路118的特征，更具体地说，交换器120的特征是当飞行器处于地面时确定的，这与该要求最高的飞行阶段相应。因而，第一发动机回路 118的冷却能力，更具体地说，交换器120的冷却能力在其他飞行阶段中，特别是在爬升、巡 航和降落阶段中得不到充分利用。对于第二发动机冷却回路130和交换器132也一样。机体110包括至少一个热排放源134，一般有几个热排放源，例如，电气附件134、 功率电子电路系统134'、空气调节系统134"、航空电子设备134'“、客户设备134"“。 这些热排放源是作为示例给出的，而并非限制性的。组成热排放源的所有这些零件应该在 温度上进行调节，以保证其功能并保证最高比率的可用性。为此，设置至少一个机体冷却回 路136。按照举例说明的示例，该机体110包括两个机体冷却回路136，136 ‘，每个都包括 至少一个交换器138，138'，以允许冷却在该相应回路中循环流动的载热流体。按照一个实施例，在机体冷却回路136，136'中循环流动的载热流体是油，而该交 换器138，138'是油/空气型的板式交换器，且设置在从吸取空气的入口 140. 1到压送空气 用的出口 140. 2延伸的至少一个通道140中。但是，本发明不限于这个实施模式。于是，该 交换器可能是表面型的，并设置在机体空气动力学表面上。无论何种配置，这些交换器都会 干扰空气的流动，并影响飞行器的空气动力学特征。机体的热排放源134的冷却要求随着飞行阶段而变化。一般，当飞行器在飞行时， 特别是在爬升、巡航和降落的阶段中该源134的冷却要求最高。与先有技术相反，该一个或多个机体冷却回路136，136'，更具体地说，该一个或 多个交换器138，138'的特征并非根据当飞行器在飞行时的最高要求确定的。按照本发明，飞行器热排放控制方法在于，利用提供给涡轮机116的碳氢燃料作 为载热流体，在推进装置112上至少部分地耗散在机体110上产生的热排放。为此，该飞行 器冷却装置在至少一个机体冷却回路138上包括至少一个交换器142，以允许把机体冷却 回路的载热流体发出的热量传递到碳氢燃料。对于下文的描述，该一个或多个交换器142 称为界面交换器142。按照一个推荐的实施例，每个机体冷却回路138，138'都包括一个界 面交换器142，142'。尽管附图只呈现一个推进装置，本发明可以应用于飞行器所有推进装 置。于是，来自机体的热量可以在几个推进装置中耗散，这允许减少每个推进装置耗散的热 量。另一方面，在爬升、巡航和降落阶段中碳氢燃料的流量非常明显地超过当飞行器 处于地面时的流量，在这些阶段中耗散更大的热量，而不会造成碳氢燃料温度的过分上升 是有可能的。按照本发明，有可能减小影响空气动力学特征的油/空气交换器的尺寸、所述一 个或多个通道140的尺寸以及在所述通道中循环流动的空气流量，这允许减少冷却装置对 飞行器空气动力学特征的影响，并因而减少飞行器的能量消耗。另一方面，即便增加界面交 换器142会导致机上重量的增大，但从改善飞行器空气动力学特征引出的能量消耗方面的 收益一般大大超过机上重量增大引起的损失。按照本发明另一个优点，在机体和推进装置之间没有设置任何新的流体回路，这 允许遵守分离的原则和不使机体和推进装置之间接口复杂化的原理。为了使碳氢燃料的温度不超过在涡轮机114上的某个阈值，该发动机冷却回路 116包括一个油/碳氢燃料交换器120，后者允许通过把热量从碳氢燃料传递给发动机冷却 回路116的载热流体来冷却碳氢燃料。于是，与按照先有技术的用法相反，交换器120不仅保证把热量从该回路的载热流体传递到碳氢燃料，还同样在某些飞行阶段中把热量从碳氢 燃料传递到冷却回路的载热流体。发动机冷却回路116的载热流体所截获的热量接着在交 换器120中耗散，按照先有技术，在飞行阶段中，特别是在爬升、巡航和降落的阶段中该交 换器得不到充分利用。按照一个方案，其他发动机冷却回路130可以包括油/碳氢燃料型的交换器144， 以保证热量从碳氢燃料向发动机冷却回路130的载热流体转移，按照先有技术，在飞行阶 段中，特别是在爬升、巡航和降落的阶段中，该发动机冷却回路得不到充分利用。增加一个 交换器不影响飞行器的空气动力学特征，并且允许减少飞行器的总体消耗，而不必考虑机 上重量的增加。于是，按照本发明，有可能使用于冷却机体和所述一个或多个推进装置的交换器 进行互助，并建立彼此之间的协调关系，这允许优化其尺寸，更具体地说，优化在该机体上 设置的交换器的尺寸，这允许设置在机体上的所述交换器没有耗散的一部分热量在一个或 多个涡轮机中和/或在一个或多个推进装置上设置的一个或多个交换器中耗散。这个解决 方案同样允许优化设置在推进装置上的交换器的效率，在飞行(爬升、巡航和降落)阶段 中，推进装置相比先有技术被更多地利用来接收碳氢燃料的热量并将其耗散。这种配置允许尊重机体和推进装置之间分离的规则并在能量消耗方面获得收益， 且不使机体和推进装置之间的接口复杂化，在机体和推进装置之间没有设置任何新的回 路。这样一种互助在所谓“更电气(plus electrique) ”飞机体系结构的范围内特别有 意义，它提供了借助于电压缩机实现的空气调节，其中电压缩机应该是冷却电机和相关的 功率电子电路以及应该排除所截获的热功率的热泵。现将参照图3至5描述工作原理。在图3上，举例说明当飞机处于地面时冷却装 置的情况。每个推进装置的整个冷却能力都被利用，这个地面上的飞行阶段对应于确定推进 装置冷却回路尺寸的时刻。在这个飞行阶段中，机体设备所产生的全部热量，都在机体上设 置的机体冷却通道140中的交换器138和138'中耗散。所述界面交换器142，142‘未被激活。在图4上，举例说明当飞机飞行时的冷却装置。交换器120和可能的交换器132的尺寸不是针对这些飞行阶段确定的，在一个或 多个推进装置上存在未被利用的冷却能力。在这些飞行阶段中，交换器142，142'被激活。 于是，一个或多个机体冷却回路136，136'的热量是在上述交换器142，142'上被碳氢燃 料截获的。 后者把这个热量送到一个或多个推进装置上，或在涡轮机116上被耗散，和/或在 交换器126和可能的交换器144上被载热流体截获，以便在交换器120和可能的交换器132 上耗散，这时这些交换器得到最优的利用，这允许在机体上降低热量耗散的要求，并有助于 缩小交换器138和138'的尺寸，而不显著改变飞行器的体系结构，特别是在机体/推进装 置接口上，但仍能改善飞行器的空气动力学特征并降低其能量消耗。该交换器120和132允许限制向涡轮机116提供的碳氢燃料的温度。在图5上，示出了飞行阶段中在地面上或在飞行时发生故障时的装置。
所述冷却装置包括测量和控制装置，用来检查其良好运转，特别是在碳氢燃料放 入涡轮机之前对其进行冷却的发动机冷却回路的能力。于是，由于检测出影响推进装置冷却能力的故障，该测量和控制装置便立即中断 界面交换器142，142'的运行，并将碳氢燃料回路122与机体冷却回路136，136'隔离。于 是，热量向碳氢燃料的转移停止。在这种情况下，由于机体冷却能力低于最高要求，在机体 上的热排放应该加以限制，使机体系统按退化模式运行，例如，限制空气调节功率，限制客 户设备的电力消耗，等等。在图6上，示出本发明的一个方案。按照先前所示的方案，可以由碳氢燃料传递的 热量受到碳氢燃料最大允许温度值(认证规则强制规定的)以及与推进装置碳氢燃料消耗 量相联系的流量限制。按照图6所示的方案，由于碳氢燃料返回容器124的回路146允许 送回该容器的碳氢燃料数量超过该涡轮机所要求的数量，有可能通过增大碳氢燃料流量来 增大碳氢燃料所输送的热量。返回回路146可以包括泵送、过滤和流量调节装置。按照这个实现模式，热量的数量不再受到限制。
权利要求
飞行器热排放控制方法，所述飞行器包括一个机体(110)和至少一个推进装置(112)，一方面，所述至少一个推进装置(112)包括一个涡轮机(116)，其碳氢燃料通过从所述机体(110)上配备的容器(124)延伸的碳氢燃料回路(122)提供，而另一方面，至少一个发动机冷却回路(118，130)包括第一发动机交换器(120，132)，用以排除热量，所述机体(110)包括至少一个热排放源(134)，采用供给涡轮机(116)的碳氢燃料作为载热流体，在推进装置(112)上至少部分地耗散在机体(110)上产生的热排放，其特征在于，由碳氢燃料输送的热量的至少一部分被所述至少一个发动机冷却回路(118，130)的载热流体截获，并被第一发动机交换器(120，132)耗散，以便维持向涡轮机(116)提供的碳氢燃料温度低于某个阈值。
2.按照权利要求1的飞行器热排放控制方法，其特征在于，包括通过增大向涡轮机提 供的碳氢燃料流量来增大碳氢燃料输送的热量。
3.飞行器冷却装置，允许实施按照权利要求1或2的方法，所述飞行器包括一个机体 (110)和至少一个推进装置(112)，一方面，所述至少一个推进装置(112)包括一个涡轮机 (116)，其碳氢燃料通过从所述机体(110)上配备的容器(124)延伸的碳氢燃料回路(122) 提供，而另一方面，至少一个发动机冷却回路(118，130)包括一个第一发动机交换器(120， 132)，用以排除热量，所述机体(110)包括至少一个热排放源(134)和至少一个机体冷却 回路(136)，所述至少一个机体冷却回路包括一个第一交换器(138)和至少一个第二交换 器(142)，允许把热量的一部分从所述至少一个机体冷却回路(136)中循环流动的载热流 体向碳氢燃料传输，碳氢燃料把所述热量送到至少一个推进装置，在此将其耗散，其特征在 于，在至少一个发动机冷却回路(118，130)上包括一个第二交换器(126，144)，以便使碳氢 燃料所输送的热量的至少一部分被所述至少一个发动机冷却回路(118)的载热流体截获， 并用所述第一发动机交换器(120，132)将其耗散。
4.按照权利要求3的飞行器冷却装置，其特征在于，包括测量和控制装置，允许在发 动机冷却回路(118，130)上检测故障，并把碳氢燃料与所述至少一个机体冷却回路(136， 136')隔离。
5.飞行器，包括按照权利要求3或4的冷却装置。
6.按照权利要求5的飞行器，其特征在于，包括一个未被所述至少一个推进装置利用 的碳氢燃料返回容器(124)的回路(146)，以允许增大向所述推进装置发送的碳氢燃料流 量和被所述碳氢燃料输送的热量。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器热排放控制方法，该飞行器包括一个机体(110)和至少一个推进装置(112)，所述至少一个推进装置(112)包括一个涡轮机(116)，其碳氢燃料通过一个从该机体(110)上配备的容器(124)延伸的碳氢燃料回路(122)供给，所述机体(110)包括至少一个热排放源(134)，其特征在于，该方法包括通过利用供给涡轮机(116)的碳氢燃料作为载热流体，在至少一个推进装置(112)上至少部分地耗散在该机体(110)上产生的热排放。
文档编号B64D37/34GK101970298SQ200880115738
公开日2011年2月9日 申请日期2008年11月12日 优先权日2007年11月14日
发明者扬·迪特马尔, 纪尧姆·比兰 申请人:空中巴士运作简易股份有限公司;空中客车德国有限公司