專利名稱：對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
在現(xiàn)代商用飛機(jī)中，熱交換器安裝在各種系統(tǒng)中，例如飛機(jī)空調(diào)系統(tǒng)、除冰系統(tǒng)或?qū)d于飛機(jī)上的熱負(fù)荷設(shè)備進(jìn)行冷卻的冷卻系統(tǒng)。根據(jù)需要，熱交換器可采取氣體-氣體熱交換器、氣體-液體熱交換器或液體-液體熱交換器的形式。對從引擎壓縮機(jī)或輔助引擎壓縮機(jī)排出的熱的放氣進(jìn)行冷卻以將其進(jìn)一步用在飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)或飛機(jī)的除冰系統(tǒng)的熱交換器當(dāng)前是由從引擎排出的引擎冷卻空氣(所謂的“風(fēng)扇空氣”)來冷卻的。可替代地，熱的引擎放氣所流過的熱交換器也可以通過流過冷卻空氣管道的周圍空氣來冷卻。為了將周圍空氣傳送通過冷卻空氣管道，可以將熱的引擎放氣經(jīng)由注射噴嘴引導(dǎo)到冷卻空氣管道中。將引擎放氣噴射到冷卻空氣管道中所產(chǎn)生的噴射泵效應(yīng)確保足夠的周圍空氣被吸進(jìn)冷卻空氣管道并通過待冷卻的熱交換器。特別是在配備有推進(jìn)器引擎的飛機(jī)中，存在無引擎冷卻空氣可從引擎排出的問題。因而，對熱的引擎放氣所流過的熱交換器進(jìn)行冷卻不可避免地需要使用冷卻管道，熱的引擎放氣通過注射噴嘴注入該冷卻管道中以使周圍空氣傳送通過冷卻空氣管道并通過待冷卻的熱交換器。然而，將高度壓縮的引擎放氣注入冷卻管道可能會由于引擎放氣在冷卻管道中的膨脹而導(dǎo)致發(fā)出相當(dāng)大的噪聲。此外，從熱的引擎放氣所流過的熱交換器中排出大量的熱量需要高速冷卻氣團(tuán)流，該高速冷卻氣團(tuán)流僅可以通過將相應(yīng)高速注射氣團(tuán)流注入冷卻管道來傳送通過冷卻管道。最后，周圍空氣通過將引擎放氣注入冷卻管道而傳送通過冷卻管道的冷卻系統(tǒng)具有無法直接利用而只能間接利用引擎放氣進(jìn)行冷卻的缺點。這導(dǎo)致系統(tǒng)的能效損失。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提出一種對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)，可以在不使用引擎冷卻空氣的情況下以高能效的方式操作。為實現(xiàn)此目的，根據(jù)本發(fā)明的對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)包括過程空氣管路，該過程空氣管路的第一端連接到飛機(jī)的引擎，以將引擎放氣，即升壓和升溫的空氣，供給過程空氣管路。過程空氣管路的第二端連接到渦輪機(jī)的輸入側(cè)以將流過過程空氣管路的引擎放氣供給渦輪機(jī)。升壓的引擎放氣在渦輪機(jī)中膨脹并同時被冷卻。冷卻空氣管路的第一端因此連接到渦輪機(jī)的輸出側(cè)，以向冷卻空氣管路供應(yīng)通過引擎放氣在渦輪機(jī)中膨脹而產(chǎn)生的冷卻空氣。冷卻空氣管路進(jìn)一步適于將流過冷卻空氣管路的冷卻空氣供給待冷卻的熱交換器。冷卻空氣管路可以以任何期望的方式熱耦合到熱交換器。重點僅在于保證冷卻能量從流過冷卻空氣管路的冷卻空氣適當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)移到待冷卻的熱交換器。例如，冷卻空氣管路可以以合適的方式延伸穿過整個熱交換器中。待冷卻的熱交換器可以是單個熱交換器或多個熱交換器。
根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)能夠在不使用引擎冷卻空氣的情況下在飛機(jī)滑行和巡航期間對在飛機(jī)上提供的熱交換器進(jìn)行適當(dāng)?shù)乩鋮s。因此，在配備有推進(jìn)器引擎且不可能使用引擎冷卻空氣的飛機(jī)中也可以自由地使用該冷卻系統(tǒng)。此外，該冷卻系統(tǒng)運行時具有相對低的噪聲，因而可以避免使用隔音材料，而這種隔音材料在現(xiàn)有技術(shù)的冷卻系統(tǒng)(其中周圍空氣通過向冷卻管道注入引擎放氣而傳送通過冷卻管道中)是必需的。這樣能夠節(jié)省成本并減輕重量。根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的另一優(yōu)點在于其構(gòu)造簡單。因此，如果需要的話，該冷卻系統(tǒng)可以以相對簡單的方式集成到主冷卻系統(tǒng)中。最后，根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)只占用相對較小的安裝空間。根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的過程空氣管路可以直接連接到飛機(jī)的引擎。然而，可替代地，過程空氣管路也可以通過另一管路或另外的多條管路或其他部件連接到飛機(jī)的引擎。例如，過程空氣管路可以從引擎放氣管路分出來，該引擎放氣管路的第一端連接到飛機(jī)的引擎，以將引擎放氣供給引擎放氣管路。引擎放氣管路可以將引擎放氣供給載于飛機(jī)上的其他系統(tǒng)(例如飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)或飛機(jī)的除冰系統(tǒng))。如果在例如先前提到的飛機(jī)系統(tǒng)中需要進(jìn)一步利用引擎放氣，則引擎放氣管路可以將流過引擎放氣管路的引擎放氣供給合適的冷卻設(shè)備。例如，引擎放氣管路可以適于使流過引擎放氣管路的引擎放氣傳送通過借助于根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)被冷卻的熱交換器。過程空氣管路可以相對于引擎放氣流過引擎放氣管路的方向在待冷卻的熱交換器的上游從引擎放氣管路分出來。假如采用這種裝置，引擎放氣可以被供應(yīng)給過程空氣管路，并隨后無壓力且無溫度損耗地供應(yīng)給渦輪機(jī)。然而，如果期望或必需的，則可替代地，過程空氣管路可以相對于引擎放氣流過引擎放氣管路的方向在熱交換器的下游從引擎放氣管路分出來。待冷卻的熱交換器可以只借助于流過冷卻空氣管路的冷卻空氣被冷卻。然而，可替代地，待冷卻的熱交換器可以設(shè)置在周圍空氣所流過的冷卻管道中。冷卻管道可以例如采用沖壓空氣管道的形式來配置。則在飛機(jī)巡航期間，熱交換器可以借助于流過冷卻管道的周圍空氣被冷卻，而在飛機(jī)滑行期間，熱交換器的冷卻可以借助于流過冷卻空氣管路的冷卻空氣來完成。假設(shè)采用這種裝置，則至少在飛機(jī)巡航期間，可以進(jìn)一步實現(xiàn)熱交換器借助于周圍空氣和來自冷卻空氣管路的冷卻空氣的同時冷卻。通過這種方式，可以提高根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的冷卻能力。根據(jù)熱交換器的構(gòu)造風(fēng)格，流過冷卻管道的周圍空氣和來自冷卻空氣管路的冷卻空氣可以作為獨立的空氣流被傳送通過熱交換器。然而，可替代地，可以設(shè)想在熱交換器的上游或下游，將流過冷卻管道的周圍空氣和來自冷卻空氣管路的冷卻空氣合并成單個空氣流。根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的這種發(fā)展可以例如借助于與冷卻管道相通的冷卻空氣管路來實現(xiàn)。 優(yōu)選地，根據(jù)本發(fā)明的對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)進(jìn)一步包括壓縮機(jī)，其由渦輪機(jī)驅(qū)動并適于吸入并壓縮周圍空氣。例如，渦輪機(jī)和壓縮機(jī)可以采用壓縮機(jī)/ 渦輪機(jī)單元的形式來配置并設(shè)置在共同的軸上。被壓縮機(jī)吸入并壓縮的周圍空氣可以在未使用的狀態(tài)下返回環(huán)境中。然而，優(yōu)選地，由壓縮機(jī)產(chǎn)生的壓縮空氣被供應(yīng)用于進(jìn)一步的用途。例如，由壓縮機(jī)產(chǎn)生的壓縮空氣可以被供應(yīng)給其他飛機(jī)系統(tǒng)，例如飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)。 然而，替代或補(bǔ)充的可能性是將由壓縮機(jī)產(chǎn)生的壓縮空氣用在根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)中。
例如，壓縮機(jī)的輸入側(cè)可以連接到周圍空氣管路以將周圍空氣傳送到周圍空氣管路中，其中周圍空氣管路可以適于將流過周圍空氣管路的周圍空氣供給待冷卻的熱交換器。換句話說，壓縮機(jī)除了將冷卻空氣從冷卻空氣管路供給熱交換器外，還將冷卻周圍空氣供給熱交換器。通過這種方式，不僅可以提高冷卻系統(tǒng)的冷卻能力，還可以提高冷卻系統(tǒng)的能效。周圍空氣管路可以以任何期望的方式熱耦合到熱交換器。重點僅在于保證冷卻能量從流過周圍空氣管路的周圍空氣適當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)移到待冷卻的熱交換器。如果待冷卻的熱交換器設(shè)置在周圍空氣可以流過的冷卻管道中，則壓縮機(jī)的輸入側(cè)也可以連接到冷卻管道以使周圍空氣傳送通過冷卻管道。換句話說，與壓縮機(jī)的輸入側(cè)相連接的周圍空氣管路可以部分地或全部地由冷卻管道形成。可替代地，可以設(shè)想以使得周圍空氣管路或周圍空氣管路的一部分與冷卻管道相通的方式來形成周圍空氣管路和冷卻管道，以便可以將通過周圍空氣管路從環(huán)境吸取的周圍空氣送入冷卻管道。在根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的替代發(fā)展中，壓縮機(jī)的輸出側(cè)連接到壓縮機(jī)空氣管路，以將壓縮的壓縮機(jī)空氣供給壓縮機(jī)空氣管路，其中壓縮機(jī)空氣管路適于將流過壓縮機(jī)空氣管路的壓縮機(jī)空氣供給待冷卻的熱交換器。在根據(jù)本發(fā)明的冷卻系統(tǒng)的該發(fā)展中，壓縮機(jī)還用于將額外的冷卻空氣供給熱交換器。因此，這種形式的冷卻系統(tǒng)實現(xiàn)方式也能夠提高系統(tǒng)的冷卻能力和能效。壓縮機(jī)空氣管路可以以任何期望的方式熱耦合到熱交換器。 重點僅在于保證冷卻能量從流過壓縮機(jī)空氣管路的壓縮機(jī)空氣適當(dāng)?shù)剞D(zhuǎn)移到待冷卻的熱交換器。壓縮機(jī)空氣管路可以采用獨立管路的形式延伸通過待冷卻的熱交換器。然而，可替代地，壓縮機(jī)空氣管路可以與冷卻空氣管路相通，以便流過壓縮機(jī)空氣管路的壓縮機(jī)空氣和流過冷卻空氣管路的冷卻空氣可以以單個空氣流的形式被引導(dǎo)通過熱交換器。如果熱交換器設(shè)置在周圍空氣可以流過的冷卻管道中，則壓縮機(jī)空氣管路或壓縮機(jī)空氣管路的一部分可以與冷卻管道相通。此外，壓縮機(jī)的輸出側(cè)可以直接連接到冷卻管道，以便壓縮機(jī)空氣管路可以部分地或全部地由冷卻管道形成。最后，壓縮機(jī)還可以集成到冷卻管道中。


下面將參照附圖詳細(xì)描述根據(jù)本發(fā)明的對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的優(yōu)選實現(xiàn)形式，在附圖中圖1示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第一實現(xiàn)形式；圖2示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第二實現(xiàn)形式；圖3示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第三實現(xiàn)形式；圖4示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第四實現(xiàn)形式；圖5示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第五實現(xiàn)形式；圖6示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第六實現(xiàn)形式；圖7示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第七實現(xiàn)形式；以及圖8示出對載于飛機(jī)上的熱交換器進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)的第八實現(xiàn)形式。
具體實施例方式在圖1中由10表示的冷卻系統(tǒng)用于向載于飛機(jī)上的熱交換器12供應(yīng)冷卻能量。熱交換器12可采取單個或多個熱交換器的形式，并且通過引擎放氣管路14供應(yīng)給熱交換器12的熱的引擎放氣流過該熱交換器12。引擎放氣管路14在其第一端包括兩個引擎放氣管路分支14a、14b。引擎放氣管路分支14a、14b在不同的位置處連接到飛機(jī)的引擎16。因此，從引擎16排出的熱的引擎放氣流過引擎放氣管路分支14a、14b進(jìn)入引擎放氣管路14， 并從引擎放氣管路14流過熱交換器12。在流過熱交換器12之后，引擎放氣被供應(yīng)給飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)(未具體示出)和飛機(jī)的機(jī)翼除冰系統(tǒng)(同樣未示出)。流過引擎放氣管路分支14b的引擎放氣與經(jīng)過引擎放氣管路分支Ha從飛機(jī)的引擎16排出的引擎放氣相比具有更高的系統(tǒng)壓力。為了防止在較高壓力下的引擎放氣從引擎放氣管路分支14b流出并通過引擎放氣管路分支14a回到引擎16，在引擎放氣管路分支 14a中設(shè)置有止回閥18。另一方面，由控制閥20對引擎放氣流過引擎放氣管路分支14b進(jìn)行控制。另外的控制閥22J4對引擎放氣流過引擎放氣管路分支14a、14b的連接點與熱交換器12之間的引擎放氣管路14進(jìn)行控制。最后，在熱交換器12下游的引擎放氣管路14 中設(shè)置有另一控制閥沈，該控制閥沈?qū)⒁娣艢夤┙o飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)和飛機(jī)的機(jī)翼除冰系統(tǒng)進(jìn)行控制。在熱交換器12的上游，過程空氣管路28從引擎放氣管路14中分出來。因此，過程空氣管路28的連接到引擎放氣管路14的第一端通過引擎放氣管路14和引擎放氣管路分支14a、14b連接到飛機(jī)的引擎16，以便從引擎16排出的熱的引擎放氣就像通過引擎放氣管路14 一樣流過過程空氣管路觀。過程空氣管路觀的第二端連接到渦輪機(jī)30的輸入側(cè)， 以便使高度壓縮的熱引擎放氣通過過程空氣管路觀供應(yīng)給渦輪機(jī)30。對流過過程空氣管路觀的引擎放氣的控制是借助于設(shè)置在渦輪機(jī)30上游的過程空氣管路觀中的控制閥32 實現(xiàn)的。高度壓縮的熱引擎放氣在其流過渦輪機(jī)30時膨脹并同時被冷卻。膨脹的冷卻引擎放氣作為冷卻空氣被供應(yīng)給冷卻空氣管路34，該冷卻空氣管路34的第一端連接到渦輪機(jī)30的輸出側(cè)。隨后冷卻空氣管路34熱耦合到熱交換器12，以便可以使用流過冷卻空氣管路34的冷卻空氣的冷卻能量來冷卻熱交換器12?？刹捎萌魏纹谕暮线m方式建立冷卻空氣管路34與熱交換器12之間的熱耦合。例如，冷卻空氣管路34可以延伸穿過熱交換器 12。在控制閥沈的幫助下實現(xiàn)對冷卻空氣流過渦輪機(jī)的輸出側(cè)與熱交換器12之間的冷卻空氣管路34進(jìn)行控制。在熱交換器12的下游，即在流過冷卻空氣管路34的冷卻空氣已將其冷卻能量轉(zhuǎn)移給熱交換器，即轉(zhuǎn)移給來自引擎放氣管路14且流過熱交換器12的熱的引擎放氣之后，流過冷卻空氣管路34的冷卻空氣被釋放到環(huán)境中。在控制閥38的幫助下控制冷卻空氣的往環(huán)境中的釋放，控制閥38設(shè)置在熱交換器12下游的冷卻空氣管路34中。高度壓縮的熱引擎放氣在渦輪機(jī)30中的膨脹所產(chǎn)生的能量用于驅(qū)動壓縮機(jī)40， 壓縮機(jī)40與渦輪機(jī)30 —起形成壓縮機(jī)/渦輪機(jī)單元，并且與渦輪機(jī)30形成在共同的軸42 上。壓縮機(jī)40的輸入側(cè)連接到周圍空氣管路44，以便壓縮機(jī)40在操作期間通過周圍空氣管路44吸入周圍空氣。周圍空氣在壓縮機(jī)40中被壓縮。壓縮機(jī)40的輸出側(cè)連接到壓縮機(jī)空氣管路46。流過壓縮機(jī)空氣管路46的經(jīng)壓縮的壓縮機(jī)空氣可以在未使用的狀態(tài)下釋放到環(huán)境中。可替代地，來自壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣可以供應(yīng)給飛機(jī)的另一系統(tǒng)， 例如供應(yīng)給飛機(jī)空氣調(diào)節(jié)系統(tǒng)或需要壓縮機(jī)空氣的另一系統(tǒng)。對流過周圍空氣管路44的周圍空氣的控制借助于設(shè)置在周圍空氣管路44中的控制閥48來實現(xiàn)。為了控制流過壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣，在壓縮機(jī)空氣管路46中設(shè)置有控制閥50。圖2所示的冷卻系統(tǒng)10與圖1所表現(xiàn)的裝置的不同之處在于熱交換器12設(shè)置在冷卻管道52中。環(huán)境空氣流過可以采用例如沖壓空氣管道的形式來配置的冷卻管道52。 為了控制流過冷卻管道52的周圍空氣，提供了控制閥M?？刂崎yM可以采用例如沖壓空氣管道吸氣瓣的形式來配置。在飛機(jī)巡航期間，如果飛機(jī)具有適當(dāng)高的空中速度，則周圍空氣流過冷卻管道52， 以便熱交換器12可以只通過流過冷卻管道52的周圍空氣中所含的冷卻能量被冷卻。可替代地，在飛機(jī)巡航期間，也可以借助于流過冷卻管道52的周圍空氣與來自冷卻空氣管路34 的冷卻空氣的組合來完成熱交換器12的冷卻。因此，在飛機(jī)巡航期間，通過利用流過冷卻管道52的周圍空氣與來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣來冷卻熱交換器12，可以提高系統(tǒng)的冷卻能力。如果熱交換器12也可以只借助于流過冷卻管道52的周圍空氣被冷卻，則可以不需要通過過程空氣管路觀排放引擎放氣。為此，可以關(guān)閉例如控制閥32。另一方面， 在飛機(jī)滑行期間，來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣確保對熱交換器12充分冷卻。流過冷卻管道52的周圍空氣和來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣可以作為獨立的空氣流被引導(dǎo)經(jīng)過熱交換器12，或者以某種其它方式與熱交換器12熱接觸。然而，可替代地，流過冷卻管道52的周圍空氣和來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣可以在熱交換器的上游或下游合并成單個空氣流。為此，如圖2所示，冷卻空氣管路34可以與冷卻管道52相通。 除此之外，圖2所示的冷卻系統(tǒng)10的構(gòu)造和操作模式與圖1所表現(xiàn)的裝置的構(gòu)造和操作模式相對應(yīng)。圖3所示的冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖1的裝置的不同之處在于過程空氣管路觀在熱交換器12的下游而非上游從引擎放氣管路14分出來。除此之外，根據(jù)圖3的冷卻系統(tǒng)10 的構(gòu)造和操作模式與圖1所表現(xiàn)的系統(tǒng)的構(gòu)造和操作模式相對應(yīng)。類似地，圖4所示的冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖2的系統(tǒng)的不同之處在于過程空氣管路 28在熱交換器12的下游而非上游從引擎放氣管路14分出來。除此之外，圖4所示的冷卻系統(tǒng)10的構(gòu)造和操作模式與根據(jù)圖2的裝置的構(gòu)造和操作模式相對應(yīng)。圖5所示的冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖1的系統(tǒng)的不同之處在于連接到壓縮機(jī)40輸入側(cè)的周圍空氣管路44被熱耦合到熱交換器12。因此，可以使用由壓縮機(jī)40通過周圍空氣管路44吸入的周圍空氣中所含的冷卻能量來冷卻熱交換器12。使用壓縮機(jī)40的輸出來為熱交換器12提供額外冷卻能量可以以高能效的方式提高冷卻系統(tǒng)10的冷卻能力。為了對流過周圍空氣管路44的周圍空氣進(jìn)行控制，在熱交換器12與壓縮機(jī)40的輸入側(cè)之間的周圍空氣管路中提供了另一控制閥56。除此之外，圖5所示的冷卻系統(tǒng)10的構(gòu)造和操作模式與根據(jù)圖1的裝置的構(gòu)造和操作模式相對應(yīng)。圖6所示的冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖5的系統(tǒng)的不同之處在于熱交換器12設(shè)置在冷卻管道52中，并且壓縮機(jī)40吸入周圍空氣所借助的周圍空氣管路44包括與冷卻管道52 相通的第一部分44a以及將冷卻管道52連接到壓縮機(jī)40的輸入側(cè)的第二部分44b。因此， 壓縮機(jī)40通過冷卻管道52吸入周圍空氣。除此之外，根據(jù)圖6的冷卻系統(tǒng)10的構(gòu)造和操作模式與圖5所表現(xiàn)的裝置的構(gòu)造和操作模式相對應(yīng)。圖7所示的冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖1的系統(tǒng)的不同之處在于與壓縮機(jī)40的輸出側(cè)相連接的壓縮機(jī)空氣管路46熱耦合到熱交換器12。換句話說，壓縮機(jī)空氣管路46向熱交換器12供應(yīng)流過壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣以用于冷卻目的。在流過熱交換器12 之后，來自壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣像來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣一樣，被釋放到環(huán)境中。為了控制壓縮機(jī)空氣從壓縮機(jī)空氣管路46的釋放，提供了控制閥58。在圖7 所示的裝置中，來自壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣和來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣作為獨立的空氣流被引導(dǎo)通過熱交換器12并且在熱交換器12的下游釋放到環(huán)境中?？商娲兀瑏碜詨嚎s機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣和來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣可以在熱交換器12的上游或下游合并成單個空氣流。最后，圖8所示的冷卻系統(tǒng)10與根據(jù)圖7的裝置的不同之處在于熱交換器12設(shè)置在冷卻管道52中。因此，熱交換器12可以借助于來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣、來自壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣和流過冷卻管道52的周圍空氣來冷卻。借助于控制閥 60實現(xiàn)對流過冷卻管道52的周圍空氣在熱交換器12的下游返回環(huán)境中的控制。來自冷卻空氣管路34的冷卻空氣、來自壓縮機(jī)空氣管路46的壓縮機(jī)空氣和流過冷卻空氣管道52的周圍空氣也可以作為獨立的空氣流被引導(dǎo)通過熱交換器12。然而，空氣流的一部分或全部可以可替代地在熱交換器12的上游或下游合并成單個空氣流。控制閥20至洸、32、36、37、48、50和討至58可以由電子控制單元來控制?？商娲?，可以提供多個電子控制單元來控制閥20至沈、32、36、38、48、50和M至58。此外，根據(jù)應(yīng)用的需要可以省卻某些或全部閥。并且，圖5至8所示的冷卻系統(tǒng)10還可以被修改成使得過程空氣管路觀在熱交換器12的下游而非上游從引擎放氣空氣管路14分出來。并且，壓縮機(jī)40可以集成到冷卻管道52中。
權(quán)利要求
1.一種對載于飛機(jī)上的熱交換器(1 進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)(10)，包括過程空氣管路( )，所述過程空氣管路08)的第一端連接到飛機(jī)的引擎(16)，以將引擎放氣供給所述過程空氣管路( )，并且所述過程空氣管路08)的第二端連接到渦輪機(jī) (30)的輸入側(cè)，以將流過所述過程空氣管路08)的引擎放氣供給所述渦輪機(jī)(30)，以及冷卻空氣管路(34)，所述冷卻空氣管路(34)的第一端連接到所述渦輪機(jī)(30)的輸出側(cè)，以向所述冷卻空氣管路(34)供應(yīng)通過所述引擎放氣在所述渦輪機(jī)(30)中的膨脹而產(chǎn)生的冷卻空氣，并且所述冷卻空氣管路(34)適于將流過所述冷卻空氣管路(34)的冷卻空氣供給待冷卻的所述熱交換器(12)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述過程空氣管路08)從引擎放氣管路(14)分出來，所述引擎放氣管路 (14)的第一端連接到所述飛機(jī)的引擎(16)，以將引擎放氣供給所述引擎放氣管路(14)，并且所述引擎放氣管路(14)適于將流過所述引擎放氣管路(14)的引擎放氣傳送通過所述熱交換器(12)以用于冷卻目的。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述過程空氣管路( )，相對于引擎放氣流過所述引擎放氣管路(14)的方向，在所述熱交換器(1 的上游或下游，從所述引擎放氣管路(14)分出來。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至3中任一項所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，待冷卻的所述熱交換器(1 設(shè)置在冷卻管道(5 中，所述冷卻管道(52) 適于使周圍空氣流過。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻空氣管路(34)與所述冷卻管道(52)相通。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至5中任一項所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，壓縮機(jī)(40)，其由所述渦輪機(jī)(30)驅(qū)動，并適于吸入并壓縮周圍空氣。
7.根據(jù)權(quán)利要求5所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述壓縮機(jī)GO)的輸入側(cè)連接到周圍空氣管路(44)，以將周圍空氣傳送到所述周圍空氣管路G4)中，其中所述周圍空氣管路G4)適于將流過所述周圍空氣管路 (44)的周圍空氣供給待冷卻的所述熱交換器(12)。
8.根據(jù)權(quán)利要求4和7所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述周圍空氣管路G4)的一部分(44a)與所述冷卻管道(5 相通，和/ 或所述周圍空氣管路G4)至少部分地由所述冷卻管道(5 形成。
9.根據(jù)權(quán)利要求5所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述壓縮機(jī)GO)的輸出側(cè)連接到壓縮機(jī)空氣管路(46)，以將壓縮的壓縮機(jī)空氣供給所述壓縮機(jī)空氣管路(46)，其中所述壓縮機(jī)空氣管路06)適于將流過所述壓縮機(jī)空氣管路G6)的壓縮機(jī)空氣供給待冷卻的所述熱交換器(12)。
10.根據(jù)權(quán)利要求4和9所述的冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述壓縮機(jī)空氣管路G6)的一部分與所述冷卻管道(5 相通，和/或所述壓縮機(jī)空氣管路G6)至少部分地由所述冷卻管道(5 形成。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種對載于飛機(jī)上的熱交換器(12)進(jìn)行冷卻的系統(tǒng)，包括過程空氣管路(28)，所述過程空氣管路(28)的第一端連接到所述飛機(jī)的引擎以向所述過程空氣管路(28)供應(yīng)引擎放氣。所述過程空氣管路(28)的第二端連接到渦輪機(jī)(30)以向所述渦輪機(jī)(30)供應(yīng)流過所述過程空氣管路(28)的引擎放氣。冷卻空氣管路(34)的第一端連接到所述渦輪機(jī)(30)以向所述冷卻空氣管路(34)供應(yīng)通過所述引擎放氣在所述渦輪機(jī)(30)中的膨脹而產(chǎn)生的冷卻空氣。所述冷卻空氣管路(34)被構(gòu)造成成將流過所述冷卻空氣管路(34)的冷卻空氣供給待冷卻的熱交換器(12)。
文檔編號B64D13/08GK102202971SQ200980144280
公開日2011年9月28日 申請日期2009年10月26日 優(yōu)先權(quán)日2008年11月5日
發(fā)明者于爾根·克爾恩霍費爾 申請人:空中客車作業(yè)有限公司