用于航空发动机高温部件的 冷却系统及装有该系统的航空发动机 【技术领域】
本发明涉及用来冷却航空发动机高温部件的冷却系统的技术领域。
本发明尤其涉及一种含有一组热交换器的冷却系统，用来冷却航空发动机的高温部件，例如航空发动机中的高压涡轮叶片。
本发明还涉及一种装配有这种冷却系统的航空发动机。
背景技术
众所周知，通常在航空发动机中安装热交换器来冷却发动机的高温部件。
法国文献FR 2 400 618公开了一种使用空气/空气式冷却系统的涡轮风扇航空发动机及相关的冷却方法。诸如固定及活动的高压涡轮叶片等高温部件由冷却空气冷却，该冷却空气源于从压缩机或压缩机级间的出口排出的部分一次空气。冷却高温部件的空气在经过待冷却部件之前自身首先被冷却，其是通过途经安装在较冷气流中的热交换器中的内部管道被冷却的。该较冷空气流源自部分风扇掺冷空气或二次空气。它从风管排出，准确地说该风管位于一环流通道中，环形通道的一端限定在燃气发生器上，另一端限定在围绕该燃气发生器部分长度的壳体上。通过壳体排出的这部分掺冷空气进入扩散区，在这里动态空气压力被很大程度地恢复，接着传输通过热交换器，在热交换器中吸收从压缩机排出的冷却空气中的热量。一旦它完成了对冷却高温部件的气体的冷却，这部分掺冷空气就返回到风管，它地静态压力也回到风管中的静态压力水平。
文献US 5 269 135公开了一种使用空气/燃油式冷却系统，其包括至少一个以燃油为循环介质的热交换器。该热交换器被设置于气流中，在该气流中，从风管上游侧排出的较冷气体循环流动后在风管下游侧又回到风管中。该通道的一部分由风管内壁限定形成。
前述的冷却系统有很多缺点。
第一个缺点涉及发动机维护，特别是燃气发生器的维护。如果没有冷却系统，打开发动机机舱的舱盖就可直接接触发动机进行维护，特别是对喷油器的维护。依据现有技术制造的冷却系统中，特别是如果将壳体围绕燃气发生器或固定于机舱的通道布置时，维护某些发动机部件变得很困难。
依据现有技术制造的系统的第二个缺点是：用于冷却热交换器中的循环液体的较冷空气在风管的下游端又回到风管中。因此在该位置它的压力又回到风管中的压力的水平。存在气体可能沿反方向循环或根本不循环的风险，这可能使热交换器根本不能工作。
【发明内容】
本发明的目的是提供一种针对现有技术系统的缺点的解决方案。
根据本发明的第一方面，用来冷却航空发动机的高温部件的冷却系统应用于安置在机舱中的航空发动机上，一次空气流流经发动机内部，二次空气流在机舱内部围绕发动机流过。冷却系统包括至少一个通道，该通道抽取二次空气流中的冷空气；至少一个热交换器，其位于通道中，来自一次空气流的热空气在到达高温部件之前在该热交换器中被冷却。所述至少一个通道包括下列三个部件：
供气管道，位于所述至少一个热交换器的上游端，所述供气管道固定于机舱上；
排气管道，位于所述至少一个热交换器的下游端，所述排气管道固定于机舱上；
中间箱体，位于供气管道和排气管道之间，中间箱体固定于发动机上，热交换器位于该中间箱体中。
较佳地，中间箱体的纵截面大致呈矩形。
优选地，中间箱体纵截面大致呈梯形轮廓，其中大底朝向发动机，小底朝向机舱。
优选地，冷却系统还包括供气管道和中间箱体之间的上游密封件以及位于中间箱体和排气管道之间的下游密封件。
根据本发明，每个热交换器连接有：
至少一个进气管，从热的一次空气流中吸入空气，并将其送入热交换器中冷却，及
至少一个回气管，将在热交换器中冷却过的空气集中起来，并使其返回到发动机的高温部件以对它们进行冷却。
优选地，每个进气管包括位于其末端的用于将其固定到发动机的连接法兰。类似地，每个回气管包括位于其末端的用于将其固定到发动机的连接法兰。所有这些连接法兰将箱体和发动机机械连接。
根据一个变通例，至少一个进气管具有阀。
根据另一个变通例，至少一个回气管具有阀。
根据一个具体的变通例，每个热交换器连接有四个进气管和四个回气管。
根据本发明，每个通道的排气管道的出口在下游端在机舱喷口的出口处或超出机舱喷口的出口处打开。因此，从排气管道排出的气体压力等于大气压。因而，消除了热交换器中空气回流的危险，并且，热交换器中的压力损耗增加。
根据一个优选变通例，每个通道的供气管道的出口部分(截面)比它的入口部分(截面)大。
根据另一个优选变通例，每个通道的排气管道的出口部分(截面)小于它的入口部分(截面)。
优选地，冷却系统包括至少两个围绕发动机周向布置的热交换器，其中每个热交换器置于各自的通道中。更优选地，包括四个热交换器。
根据另一个变形，冷却系统包括一个围绕发动机沿周缘延伸的单个的热交换器，其中该热交换器置于一个单一的相应的环形通道中。
根据本发明的第二个方面，涉及一种装备有根据本发明第一方面的冷却系统的航空发动机。
【附图说明】
参照附图，阅读过下述本发明具体实施例的详细描述后，将能更好地理解本发明，实施例的目的是为了阐明本发明，决不是限定。
图1所示为根据本发明的包括冷却系统的航空发动机的剖视示意图；
图2所示为根据本发明的包括冷却系统的航空发动机的尾侧的后部透视图；及
图3所示为发动机的另一后部透视示意图，其中，尾部已从冷却系统处移开，显示了通过热交换器布局的一个截面。
【具体实施方式】
图1示意性地示出了具有旋转轴线12的航空发动机10。
我们知道，发动机10包括低压压气机级14、中压压气机级16、高压压气机级18、燃烧室20和涡轮22。航空发动机10被机舱24所包围，机舱的终端形成喷口26。
我们知道，箭头100表示的一次空气流在发动机10内循环。一次空气流在到达涡轮22之前，路经压气机级14、16、18时被加热。
我们知道，箭头200表示的二次空气流在机舱24内部围绕在发动机10外部循环流动。发动机10外部的二次空气200的温度比发动机10内部的一次空气100低。
根据本发明，发动机10包括为了冷却诸如涡轮叶片22等发动机10的高温部件而设计的冷却系统30。该冷却系统的原理为，首先对空气进行冷却，再使其流入或流过待冷却的高温部件。
该冷却系统30包括至少一个通道32，从机舱24的二次空气流中抽取的空气在其中循环(如箭头300、400所示)，以及至少一个热交换器34，位于该通道32中。举例来说，该热交换器可为管式热交换器或板式热换热器。
每个通道32包括三个相继的部件：
供气管道322，固定于机舱24且位于气流方向(箭头100、200、300、400)的上游端；
排气管道326，固定于机舱24且位于气流方向(箭头100、200、300、400)的下游端；
中间箱体324，固定于发动机10且位于供气管道322和排气管道326之间。
供气管道322和中间箱体324之间的接合部342要确保供气管道322的出口部分323和中间箱体324的入口部分328之间的连续性，为此两部分的尺寸要大致相等。该接合部342包括在上游端的密封件(未示出)，其与所述两部分配合。
类似地，使用中间箱体324和排气管道326之间的接合部346要确保中间箱体324的出口部分329和排气管道326的入口部分325之间的连续性，为此两部分的尺寸要大致相等。该接合部346包括在下游端的密封件(未示出)，其与所述两部分配合。
优选地，在相应接合部342、346处的中间箱体324的末端部分的纵截面近似为梯形，其大底朝向发动机10，小底朝向机舱24。
位于供气管道322的入口处的通道32的入口321可以是静态气体或动态气体入口。
通道32的出口327即为排气管道326的出口，其被布置成与机舱24的喷口的自由端大致位于同一位置。因此，通过排气管道326排出的气体压力等于大气压。
热交换器34置于通道32的中间箱体324中。
该中间箱体324朝向发动机10并与其保持一定距离。使用至少一个进气管42和至少一个回气管44将中间箱体324连接到发动机10，其中进气管用于将从压气机14、16、18的出口排出的空气引入(箭头420)到热交换器34，以冷却该空气，回气管用于将该冷却过的空气传输到涡轮22(箭头440)。
图2和图3更详细地示出了根据本发明的冷却系统的一个实例，该冷却系统包括四个沿机舱24周缘分布的通道32。为简化附图，发动机10未示出。箭头200表示二次空气的流向，从而指出了通道32的上游端和下游端。
图2示出了根据本发明的冷却系统的实例，更具体地示出了通道32与它们的供气管道322和排气管道326。
根据所示的冷却系统的该实施例，供气管道322的入口部分321比它们的出口部分323的尺寸小。因此，源自机舱24的空气(箭头300)在到达热交换器34之前于供气管道322中被冷却，在热交换器处，该空气通过与热交换器的接触被加热。类似地，排气管道326的入口部分325与它们的出口部分327相同。因此，通过与热交换器34的接触而变热的空气(箭头400)在排出之前在排气管道326中不会增加速度，以限制压力损失。
图3仅示出了通道32的供气管道322及中间箱体324。
该图详细示出了中间箱体324及进气管42和回气管44，热交换器34置于中间箱体324中。在该示出的实例中，每个中间箱体324在其上游端布置有四个进气管42。近似地，每个中间箱体324的下游端设有四个回气管44。发动机的进气管42和回气管44的位于发动机侧的终端形成连接法兰43，该连接法兰用于将中间箱体324和所述发动机10固定在一起。因此，进气管42和回气管44也被用作中间箱体324的连接装置，从而使热交换器34连接在发动机10上。
进气管42固定于每个中间箱体324的分配装置46上，分配装置46用于配置位于中间箱体324中的热交换器34的所有管子或所有板。通过与热交换器34接触而冷却的空气被集中到集气管48上，回气管44固定于该集气管上。
在该图中示出的实例中，进气管42近似于直管，直接从压气机14、16、18的出口抽取空气，并将该空气送到热交换器34。回气管44呈弯曲状，将流经热交换器34的空气回输到涡轮22的入口的更下游的位置。
上述的冷却系统具有许多优点。
第一个优点涉及诸如喷油器(未示出)等一些发动机部件10的维护。在本发明中，每个通道32的供气管道322和排气管道326固定于机舱24，而中间箱体324固定于发动机10。接着，优选地，将供气管道322和排气管道326固定到机舱24的打开的舱盖(未示出)上。因此，当打开舱盖时，这两个管道322、326随着舱盖同时被抬起，而含有一个或多个热交换器34的中间箱体324保持固定于发动机10上。因此，即使有通道32的存在，操作者也很容易接触发动机，因为通道由3个独立的部件322、324和326组成。
由于进气管42和回气管44的存在，中间箱体324与发动机10保持一定距离，操作者，可以很容易接触到发动机部件，即便这种部件位于中间箱体324自身下方的区域，也可以通过从进气管42和回气管44之间穿过，接触到该部件。因此，为了在维护发动机10时易于接近喷油器，需要将中间箱体324置于面对燃烧室20的位置。
另一优点涉及中间箱体324的梯形轮廓外形。这种形状可以使得当机舱24的舱盖关闭时，每个通道32的供气管道322的出口部分323覆盖中间箱体324的入口部分328。类似地，排气管道326的入口部分325覆盖中间箱体324的出口部分329。这种布置在舱盖关闭时可以使供气管道322与排气管道326、中间箱体324相匹配，并因此确保通道32在接合部342和346处密封良好。通过在接合部342和346周围设置密封件，可以提高密封性能。
已描述的冷却系统为被动冷却系统，换言之，高压压气机18处排出的空气流(箭头420)与高压涡轮22中的冷却空气流(箭头440)成比例。在不脱离本发明范围的情况下，可以设想一个主动冷却系统，其在进气管42上或回气管44上包括至少一个阀(未示出)。根据不同的飞行状态，通过控制打开和/或关闭这些阀，可以改善在发动机质量增加时受到影响的发动机的飞行性能。
在上述的冷却系统中，每个热交换器设有四个进气管和回气管。进气管的数目和回气管的数目也可以不是四个，和/或彼此数目不同，这也并不脱出本发明的范围。
在上述的冷却系统中，通道的出口与机舱喷口的自由端一致。可以想象通道在下游方向可以超出机舱喷口的自由端。