本主題大體上涉及用于并入飛機和/或發(fā)動機中的熱管理系統(tǒng)，該熱管理系統(tǒng)具有表面熱交換模塊。

背景技術：

燃氣渦輪發(fā)動機通常包括進口、風扇、一個或更多個壓縮機、燃燒器、和至少一個渦輪。壓縮機壓縮空氣，該空氣被引導至燃燒器，在此，該空氣與燃料混合。該混合物然后被點燃，以用于生成熱燃燒氣體。燃燒氣體被引導至渦輪，渦輪從燃燒氣體提取能量以用于對壓縮機供能，以及用于產(chǎn)生有用功以在飛行中推進飛機或對負載(諸如發(fā)電機)供能。

當發(fā)動機在結冰條件中操作，例如，暴露于超冷水滴云時，冰可累積在暴露的發(fā)動機結構上。更具體而言，如果發(fā)動機在結冰條件內操作長期的時間段，則發(fā)動機內和暴露的發(fā)動機結構上方的冰累積可為較多的。隨時間變化，發(fā)動機的持續(xù)操作、從較低功率操作到較高功率操作的節(jié)氣門沖出(throttle burst)、和/或因紊流或冰增長(ice accretion)的不對稱導致的振動可導致聚集的累積冰被一個或更多個壓縮機攝入。稱為冰脫落(ice shed)的此種條件可導致燃氣渦輪發(fā)動機內的某些問題。

為了有助于防止發(fā)動機內和鄰近發(fā)動機的暴露表面上方的冰增長，至少一些已知的發(fā)動機包括除冰系統(tǒng)。除冰系統(tǒng)通常利用來自一個或更多個壓縮機的放出空氣來對期望的表面提供熱量。提供管路以將放出空氣輸送至期望部位。然而，管路可能相對大，使得難以封裝除冰系統(tǒng)，且此外管路可能相對重，這可不利地影響用于發(fā)動機的燃料焚燒。

因此，不依靠放出空氣的除冰系統(tǒng)將是有用的。更具體而言，不需要管路以用于將放出空氣管道輸送至需要除冰的一個或更多個表面的除冰系統(tǒng)將是尤其有益的。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的方面和優(yōu)點將在下列描述中部分地闡述，或可根據(jù)描述而是明顯的，或可通過本發(fā)明的實踐而習得。

在本公開的一個示范實施例中，提供用于至少部分地并入燃氣渦輪發(fā)動機或飛機中的至少一者中的熱管理系統(tǒng)。熱管理系統(tǒng)包括熱輸送總線和泵，該熱輸送總線具有流動穿過其的熱交換流體，該泵用于生成在熱輸送總線中的熱交換流體的流。熱管理系統(tǒng)還包括與熱輸送總線中的熱交換流體熱連通的一個或更多個熱源交換器、和表面熱交換模塊。除冰模塊在這一個或更多個熱源交換器下游的部位處與熱輸送總線中的熱交換流體熱連通，以用于將熱量從熱轉移流體轉移到燃氣渦輪發(fā)動機或飛機的一個或更多個構件的表面。

在本公開的另一個示范實施例中，提供一種燃氣渦輪發(fā)動機。燃氣渦輪發(fā)動機包括通過一個或更多個軸聯(lián)接于渦輪區(qū)段的壓縮機區(qū)段、和用于對位于壓縮機區(qū)段或渦輪區(qū)段中的至少一者中的一個或更多個構件提供潤滑的主潤滑系統(tǒng)。燃氣渦輪發(fā)動機還包括熱管理系統(tǒng)。熱管理系統(tǒng)包括熱輸送總線和泵，該熱輸送總線具有流動穿過其的熱交換流體，該泵用于生成在熱輸送總線中的熱交換流體的流。熱管理系統(tǒng)還包括與熱輸送總線中的熱交換流體熱連通的一個或更多個熱源交換器、這一個或更多個源交換器包括與主潤滑系統(tǒng)熱連通的主潤滑熱交換器。熱管理系統(tǒng)還包括表面熱交換模塊，該表面熱交換模塊在該一個或更多個熱源交換器下游的部位處與熱輸送總線中的熱交換流體熱連通，以用于將熱量從熱轉移流體轉移到燃氣渦輪發(fā)動機的一個或更多個構件的表面。

通過參照下列描述和所附權利要求，本發(fā)明的這些和其他特征、方面和優(yōu)點將變得更好理解。并入本說明書中并組成其一部分的附圖例示了本發(fā)明的實施例，并與該描述一起用來解釋本發(fā)明的原理。

附圖說明

本發(fā)明的針對本領域技術人員的完整和能夠實現(xiàn)的公開，包括其最佳實施方式，在參照附圖作出的說明書中得到闡述，在附圖中：

圖1是根據(jù)本主題的各種實施例的示范燃氣渦輪發(fā)動機的示意截面圖。

圖2是根據(jù)本公開的示范實施例的熱管理系統(tǒng)的簡化示意圖。

圖3是根據(jù)本公開的另一示范實施例的熱管理系統(tǒng)的簡化示意圖。

圖4是根據(jù)本公開的示范實施例的熱管理系統(tǒng)的表面熱交換模塊。

圖5是根據(jù)本公開的另一示范實施例的熱管理系統(tǒng)的表面熱交換模塊。

具體實施方式

現(xiàn)在將詳細地參照本發(fā)明的現(xiàn)有實施例，其一個或更多個實例在附圖中例示出。詳細的描述使用數(shù)字和字母標號來指示圖中的特征。圖和描述中的相似或類似的標號用于指示本發(fā)明的相似或類似的部分。如在本文中所使用的，用語“第一”、“第二”和“第三”可以可互換地使用，以將一個構件與另一個構件區(qū)分，且不意圖表示單獨構件的位置或重要性。此外，用語“上游”和“下游”指相對于流體路徑中流體流的相對方向。例如，“上游”指流體從其流動的方向，且“下游”指流體流到其的方向。

現(xiàn)在參考附圖，其中，相同的數(shù)字貫穿附圖指示相同的元件，圖1是根據(jù)本公開的示范實施例的燃氣渦輪發(fā)動機的示意截面圖。更具體而言，對于圖1的實施例，燃氣渦輪發(fā)動機為高旁通渦輪風扇噴氣發(fā)動機10，其在本文中稱為“渦輪風扇發(fā)動機10”。如圖1所示，渦輪風扇發(fā)動機10限定軸向方向A(與用于參考而提供的縱向中心線12平行地延伸)和徑向方向R。大體上，渦輪風扇發(fā)動機10包括風扇區(qū)段14和配置在風扇區(qū)段14下游的核心渦輪發(fā)動機16。

所描繪的示范核心渦輪發(fā)動機16大體上包括基本上管狀的外殼體18，該外殼體108限定環(huán)形進口20。外殼體18以串聯(lián)流動的關系包圍：壓縮機區(qū)段，其包括增壓機或低壓(LP)壓縮機22和高壓(HP)壓縮機24；燃燒區(qū)段26；渦輪區(qū)段，其包括高壓(HP)渦輪28和低壓(LP)渦輪30；和噴氣排氣噴嘴區(qū)段32。高壓(HP)軸或轉軸34將HP渦輪28驅動地連接于HP壓縮機24。低壓(LP)軸或轉軸36將LP渦輪30驅動地連接于LP壓縮機22。

對于所描繪的實施例，風扇區(qū)段14包括可變槳距風扇38，該可變槳距風扇38具有以間隔開的方式聯(lián)接于盤42的多個風扇葉片40。如所描繪的，風扇葉片40大體上沿徑向方向R從盤42向外延伸。各風扇葉片40能夠相對于盤42圍繞槳距軸線P借助于風扇葉片40而旋轉，該風扇葉片40操作地聯(lián)接至合適的促動部件44，該促動部件44構造成用于一致共同地改變風扇葉片40的槳距。風扇葉片40、盤42、和促動部件44能夠通過跨過功率齒輪箱46的LP軸36圍繞縱向軸線12一起旋轉。功率齒輪箱46包括多個齒輪，以用于使LP軸36的轉速逐漸降低至更有效率的旋轉風扇速度。

仍參照圖1的示范實施例，盤42由可旋轉的前轂48覆蓋，該前轂138空氣動力地形成輪廓，以促進穿過多個風扇葉片40的空氣流。此外，示范風扇區(qū)段14包括環(huán)形風扇殼體或外機艙50，環(huán)形風扇殼體或外機艙140周向地圍繞風扇38和/或核心渦輪發(fā)動機16的至少一部分。機艙50由多個周向地間隔的出口引導靜葉52相對于核心渦輪發(fā)動機16支撐。而且，機艙50在核心渦輪發(fā)動機16的外部分上方延伸，以便在其間限定旁通空氣流通道56。

在渦輪風扇發(fā)動機10的操作期間，一定體積的空氣58穿過機艙50和/或風扇區(qū)段14的相關進口60進入渦輪風扇10。在該體積的空氣58行進跨過風扇葉片40時，由箭頭62指示的空氣58的第一部分被引導或發(fā)送到旁通空氣流通道56中，且由箭頭64指示的空氣58的第二部分被引導或發(fā)送到LP壓縮機22中。空氣的第一部分62與空氣的第二部分64之間之比通常稱為旁通比。空氣的第二部分64的壓力然后在其被發(fā)送穿過高壓(HP)壓縮機24且進入燃燒區(qū)段26中時增大，在燃燒區(qū)段26處，其與燃料混合且被焚燒以提供燃燒氣體66。隨后，燃燒氣體66被發(fā)送通過HP渦輪28和LP渦輪30，在此，提取來自燃燒氣體66的熱能和/或動能的一部分。

燃燒氣體66隨后被發(fā)送穿過核心渦輪發(fā)動機16的噴氣排氣噴嘴區(qū)段32，以提供推進推力。同時，空氣的第一部分62的壓力顯著地增大，因為空氣的第一部分62在其從渦輪風扇10的風扇噴嘴排氣區(qū)段76排出之前被發(fā)送穿過旁通空氣流通道56，從而也提供推進推力。

而且，如示意地繪出的，示范渦輪風扇發(fā)動機10還包括各種附屬系統(tǒng)，以輔助渦輪風扇發(fā)動機10和/或包括渦輪風扇發(fā)動機10的飛機(例如圖3)的操作。例如，示范渦輪風扇發(fā)動機10還包括主潤滑系統(tǒng)78，主潤滑系統(tǒng)78構造成將潤滑劑提供至例如壓縮機區(qū)段(包括LP壓縮機22和HP壓縮機24)、渦輪區(qū)段(包括HP渦輪28和LP渦輪30)、HP轉軸34、LP轉軸36、和功率齒輪箱46中的各種軸承和齒輪對。由主潤滑系統(tǒng)78提供的潤滑劑可提高此種構件的有用壽命，且可從此種構件移除一定量的熱量。此外，渦輪風扇發(fā)動機10包括壓縮機冷卻空氣(CCA)系統(tǒng)80以用于從HP壓縮機24或LP壓縮機22中的一者或二者對HP渦輪28或LP渦輪30中的一者或二者提供空氣。而且，示范渦輪風扇發(fā)動機10包括主動熱間隙控制(ACC)系統(tǒng)82，以用于冷卻渦輪區(qū)段的殼體，以在各種發(fā)動機操作條件下將各種渦輪轉子葉片和渦輪殼體之間的間隙維持在期望范圍內。而且，示范渦輪風扇發(fā)動機10包括發(fā)電機潤滑系統(tǒng)84，以用于對發(fā)電機提供潤滑，以及用于發(fā)電機的冷卻/熱量移除。發(fā)電機可將電功率提供至例如用于渦輪風扇發(fā)動機10的起動電動馬達和/或渦輪風扇發(fā)動機10和/或包括渦輪風扇發(fā)動機10的飛機的各種其他電子構件。

如還示意地描繪的，示范渦輪風扇發(fā)動機10驅動或賦能于例如用于包括示范渦輪風扇發(fā)動機10的飛機(諸如在下面參照圖3描述的飛機200)的各種其他附屬系統(tǒng)。例如，示范渦輪風扇發(fā)動機10將壓縮空氣從壓縮機區(qū)段提供至環(huán)境控制系統(tǒng)(ECS)86。ECS 86可對飛機客艙提供空氣供應，以用于加壓和熱控制。此外，空氣可從示范渦輪風扇發(fā)動機10提供至電子冷卻系統(tǒng)88，以用于將渦輪風扇發(fā)動機10和/或飛機的某些電子構件的溫度維持在期望范圍內。

現(xiàn)有的渦輪風扇發(fā)動機10和/或飛機包括用于這些附屬系統(tǒng)中的各個的單獨的熱交換器，以從此種系統(tǒng)中的空氣和/或潤滑劑移除熱量。然而，本公開的方面包括熱管理系統(tǒng)100(見圖2)以用于從此種附屬系統(tǒng)中的一些或全部轉移熱量，以更有效率地移除此種熱量和/或利用此種熱量。

然而，應理解的是，圖1中描繪的示范渦輪風扇發(fā)動機10僅是作為示例，且在其他示范實施例中，本公開的方面可額外地或備選地應用于任何其他適合的燃氣渦輪發(fā)動機。此外，在其他示范實施例中，渦輪風扇發(fā)動機10可作為代替構造為任何其他適合的航空燃氣渦輪發(fā)動機，諸如渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機等。此外，在另外其他示范實施例中，示范渦輪風扇發(fā)動機10可包括或可操作地連接于任何其他適合的附屬系統(tǒng)。此外或備選地，示范渦輪風扇發(fā)動機10可不包括或可操作地連接于上面論述的附屬系統(tǒng)中的一個或更多個。

現(xiàn)在參照圖2，提供了根據(jù)本公開的示范實施例的熱管理系統(tǒng)100的流程圖，該熱管理系統(tǒng)100用于至少部分地并入圖1的示范渦輪風扇發(fā)動機10、圖3的示范飛機200(在下面論述)、和/或圖4和5的示范飛機200和發(fā)動機206(在下面論述)中。

如圖所示，熱管理系統(tǒng)100大體上包括熱輸送總線102。熱輸送總線102包括流動穿過其的居間熱交換流體，且可由一個或更多個適合的流體導管形成。熱交換流體可為具有高溫操作范圍的不可壓縮流體。例如，在某些實施例中，熱交換流體可為水和乙醇混合物，或任何合適的介電流體。泵104以與熱輸送總線102中的熱交換流體流體連通的方式提供，以用于生成在熱輸送總線102中/穿過熱輸送總線102的熱交換流體的流。如圖2中觀察到的，泵104可生成大體上沿順時針方向穿過熱輸送總線102的熱交換流體的流。泵104可為包括葉輪的旋轉泵，或者備選地，可為任何其他適合的流體泵。此外，泵104可由電動馬達供能，或者備選地，可與例如渦輪風扇發(fā)動機10的HP軸34或LP軸36機械地連通且由其供能。在另外其他實施例中，泵104可由輔助渦輪供能，該輔助渦輪又可由來自并入了該系統(tǒng)100的燃氣渦輪發(fā)動機的壓縮機區(qū)段的放出空氣供能。

而且，示范熱管理系統(tǒng)100包括與熱輸送總線102中的熱交換流體熱連通的一個或更多個熱源交換器106。具體而言，所描繪的熱管理系統(tǒng)100包括多個熱源交換器106。多個熱源交換器106構造成將熱量從渦輪風扇發(fā)動機10的(或與渦輪風扇發(fā)動機10可操作地連通的)附屬系統(tǒng)中的一個或更多個轉移至熱輸送總線102中的熱交換流體。例如，在某些示范實施例中，該多個熱源交換器106可包括以下中的一個或更多個：主潤滑系統(tǒng)熱交換器，其用于從主潤滑系統(tǒng)78轉移熱量；CCA系統(tǒng)熱源交換器，其用于從CCA系統(tǒng)80轉移熱量；ACC系統(tǒng)熱源交換器，其用于從ACC系統(tǒng)82轉移熱量；發(fā)電機潤滑系統(tǒng)熱源交換器，其用于從發(fā)電機潤滑系統(tǒng)84轉移熱量；ECS熱交換器，其用于從ECS 86轉移熱量；電子冷卻系統(tǒng)熱交換器，其用于從電子冷卻系統(tǒng)88轉移熱量；蒸汽壓縮系統(tǒng)熱交換器；空氣循環(huán)系統(tǒng)熱交換器；和輔助系統(tǒng)熱源交換器。作為示例，輔助系統(tǒng)熱源交換器可構造成從雷達系統(tǒng)、防御系統(tǒng)、乘客娛樂系統(tǒng)等中的一個或更多個轉移熱量。因此，根據(jù)圖2的示范實施例的熱管理系統(tǒng)100可將熱量從各種獨立系統(tǒng)轉移到熱輸送總線102中的熱交換流體以用于移除。

對于所描繪的系統(tǒng)，存在三個熱源交換器106，這三個熱源交換器106各自沿熱輸送總線102串聯(lián)流動地布置。然而，在其他示范實施例中，可包括任何其他適合數(shù)量的熱源交換器106，且熱源交換器106中的一個或更多個可沿熱輸送總線102并聯(lián)流動地布置。例如，在其他實施例中，可存在與熱輸送總線中的熱交換流體熱連通的單個熱源交換器106，或者備選地，可存在與熱輸送總線102中的熱交換流體熱連通的至少兩個熱源交換器106、至少四個熱源交換器106、至少五個熱源交換器106、或至少六個熱源交換器106。

此外，圖2的示范熱管理系統(tǒng)100還包括與熱輸送總線102中的熱交換流體持久地或選擇性地熱連通的一個或更多個熱吸收交換器108。這一個或更多個熱吸收交換器108位于多個熱源交換器106的下游，且構造成用于將熱量從熱輸送總線102中的熱交換流體例如轉移至大氣、至燃料、至風扇射流等。例如，在某些實施例中，這一個或更多個熱吸收交換器108可包括以下中的至少一者：RAM熱交換器、燃料熱交換器、風扇射流熱交換器、放出空氣熱交換器、發(fā)動機中間冷卻器、或空氣循環(huán)系統(tǒng)的冷空氣輸出。RAM熱交換器可構造為“空氣對熱交換流體”熱交換器，其集成到渦輪風扇發(fā)動機10或包括渦輪風扇發(fā)動機10的飛機中的一者或二者。在操作期間，RAM熱交換器可通過使一定量的RAM空氣在RAM熱交換器上方流動來從其中的任何熱交換流體移除熱量。此外，燃料熱交換器是“流體對熱交換流體”熱交換器，其中，來自熱交換流體的熱量被轉移至用于渦輪風扇發(fā)動機10的液體燃料射流。而且，風扇射流熱交換器大體上是“空氣對熱交換流體”熱交換器，其使例如旁通空氣在熱交換流體上方流動，以從熱交換流體移除熱量。而且，放出空氣熱交換器大體上是“空氣對熱交換流體”熱交換器，其使例如來自LP壓縮機的放出空氣在熱交換流體上方流動，以從熱交換流體移除熱量。

對于圖2的實施例，所描繪的熱管理系統(tǒng)100的一個或更多個熱吸收交換器108包括多個單獨的熱吸收交換器108。更具體而言，對于圖2的實施例，一個或更多個熱吸收交換器108包括串聯(lián)地布置的三個熱吸收交換器108。這三個熱吸收交換器108構造為RAM熱交換器、燃料熱交換器、和風扇射流熱交換器。然而，在其他示范實施例中，這一個或更多個熱吸收交換器108可包括任何其他適合數(shù)量的熱吸收交換器108。例如，在其他示范實施例中，可提供單個熱吸收交換器108，可提供至少兩個熱吸收交換器108，可提供至少四個熱吸收交換器108，或者可提供至少五個熱吸收交換器108。此外，在另外其他示范實施例中，這一個或更多個熱吸收交換器108中的兩個或更多個可備選地與彼此并聯(lián)流動地布置。

仍參照圖2中描繪的示范實施例，多個熱吸收交換器108與熱輸送總線102中的熱交換流體選擇性地熱連通。更具體而言，所描繪的熱管理系統(tǒng)100包括多個旁通管線110，以用于選擇性地繞過多個熱吸收交換器108中的各熱吸收交換器108。各旁通管線110在上游接頭112與下游接頭114之間延伸，上游接頭112位于相應熱吸收交換器108的正上游，且下游接頭114位于相應熱吸收交換器108的正下游。此外，各旁通管線110在相應的上游接頭112處通過三通熱吸收閥116與熱輸送總線102會合。三通熱吸收閥116各自包括與熱輸送總線102流體地連接的進口、與熱輸送總線102流體地連接的第一出口、和與旁通管線110流體地連接的第二出口。三通熱吸收閥116可各自為可變通過量三通閥，使得三通熱吸收閥116可改變從進口到第一和/或第二出口的通過量。例如，三通熱吸收閥116可構造成用于從進口到第一出口提供熱交換流體的百分之零(0%)和百分之一百(100%)之間的任一點，且類似地，三通熱吸收閥116可構造成用于從進口到第二出口提供熱交換流體的百分之零(0%)和百分之一百(100%)之間的任一點。

特別地，三通熱吸收閥116可與渦輪風扇發(fā)動機10和/或包括渦輪風扇發(fā)動機10的飛機的控制器可操作地連通?？刂破骺苫诶鐪u輪風扇發(fā)動機10和/或飛機的操作條件、熱交換流體的溫度、和/或任何其他適合的變量來繞過這一個或更多個熱吸收交換器108中的一個或更多個。備選地，控制器可基于用戶輸入來繞過該一個或更多個熱吸收交換器108中的一個或更多個。

而且，各旁通管線還在相應的下游接頭114處與熱輸送總線102會合。在各熱吸收交換器108與下游接頭114之間，熱輸送總線102包括止回閥118，以用于確保熱交換流體的適當流動方向。更具體而言，止回閥118防止從下游接頭114朝相應熱吸收交換器108的熱交換流體流。

圖2的熱管理系統(tǒng)可從渦輪風扇發(fā)動機10和/或飛機的各種附屬系統(tǒng)更有效率地移除熱量。例如，各種附屬系統(tǒng)可取決于渦輪風扇發(fā)動機10和/或飛機的各種操作條件來生成變化量的熱量。然而，不是所有的附屬系統(tǒng)都限定相同的熱樣式(即，不是所有的附屬系統(tǒng)都同時發(fā)熱和冷卻)。例如，主潤滑系統(tǒng)78可在渦輪風扇發(fā)動機10的高負載條件期間需要最大量的熱量移除。然而，不同于此，ECS 86可在高海拔飛行期間需要最大量的熱量移除。因此，通過集成用于多種不同附屬系統(tǒng)的熱量移除，可需要更少的熱交換器以移除期望量的熱量并且/或者可需要更小的熱交換器來移除期望量的熱量。

而且，由于各種熱吸收交換器108(和/或下面論述的表面熱交換模塊136)的與熱輸送總線102中熱交換流體選擇性地熱連通的構造，可以以更有效率的方式從各種附屬系統(tǒng)移除熱量。例如，當需要從熱交換流體移除相對低的量的熱量時，可利用最有效率的熱吸收交換器108(和/或下面論述的表面熱交換模塊136)且繞過其他。然而，當需要從熱交換流體移除相對高的量的熱量時，還可利用額外的熱吸收交換器108(和/或下面論述的表面熱交換模塊136)。

而且，在具有旁通能力的包括多個熱吸收交換器108(和/或下面論述的表面熱交換模塊136)的示范實施例中，例如，額外的熱吸收交換器108(和/或下面論述的表面熱交換模塊136)具有增大熱管理系統(tǒng)100的冗余度的益處。例如，在熱吸收交換器108中的一個或更多個或熱輸送總線102的相關部分的故障的情況下，熱交換流體可被環(huán)繞此種故障發(fā)送，且系統(tǒng)100可繼續(xù)提供至少一些熱量移除。

仍參照圖2，所描繪的示范熱管理系統(tǒng)100構造成使用單相、不可壓縮的熱輸送流體。然而，應理解的是，在其他實施例中，熱管理系統(tǒng)100可作為代替使用相變流體。在此種實施例的情況下，熱管理系統(tǒng)100可包括用于壓縮熱輸送總線102中的熱交換流體的壓縮機、和用于使熱輸送總線102中的熱交換流體膨脹的膨脹裝置。壓縮機可在熱源交換器106下游和該一個或更多個熱吸收交換器108上游的部位處與熱交換流體選擇性地流體連通。不同于此，膨脹裝置可在該一個或更多個熱吸收交換器108下游和熱源交換器106上游的部位處與熱交換流體選擇性地流體連通。在此種示范實施例中，壓縮機可由例如電動馬達驅動，或者備選地，可與渦輪風扇發(fā)動機10的旋轉構件(諸如HP軸34或LP軸36)機械連通且由其驅動。特別地，在此種構造的情況下，一個或更多個熱吸收交換器108(和/或下面論述的除冰模塊136)將作用為冷凝器，且多個熱源交換器106將作用為蒸發(fā)器。此種構造可允許從各種熱源交換器106的有效熱量移除，和對一個或更多個熱吸收交換器(和/或除冰模塊136)的熱量轉移。應理解的是，在某些示范實施例中，膨脹裝置可用作功率生成裝置，該功率生成裝置構造成從流動穿過其的熱交換流體流生成旋轉功率。

如所描繪的，熱輸送總線102額外地包括用于選擇性地繞過壓縮機120的壓縮機旁通管線124，和選擇性地繞過膨脹裝置122的膨脹裝置旁通管線126。而且，三通壓縮機旁通閥128定位在上游接頭130處以用于選擇性地繞過壓縮機120，且類似地，三通膨脹裝置旁通閥132定位在上游接頭134處以用于選擇性地繞過膨脹裝置122。三通壓縮機旁通閥128和三通膨脹裝置旁通閥132可各自以與上面描述的用于繞過相應的熱吸收交換器108的操作的示范三通熱吸收閥116基本上相同的方式構造。

而且，圖2的示范熱管理系統(tǒng)100額外地包括燃料致冷器144，燃料致冷器144在多個熱源交換器106上游和一個或更多個熱吸收交換器108下游的部位處與熱輸送總線102中的熱交換流體選擇性地熱連通。燃料致冷器144可構造成從渦輪風扇發(fā)動機10的燃料移除熱量，以輔助將燃料維持在期望溫度范圍內。與圖2的熱管理系統(tǒng)100的各種其他構件一樣，熱管理系統(tǒng)100額外地包括用于選擇性地繞過燃料致冷器144的燃料致冷器旁通管線146和三通燃料致冷器旁通閥148。三通燃料致冷器旁通閥148位于上游接頭150處且將熱輸送總線102和燃料致冷器旁通管線146流體地連接。燃料致冷器旁通閥148可為可變通過量三通閥，該可變通過量三通閥以與上面描述的用于繞過相應的熱吸收交換器108的操作的示范三通熱吸收閥116基本上相同的方式構造。

而且，圖2的示范熱管理系統(tǒng)100包括用于對飛機和/或渦輪風扇發(fā)動機10的某些構件進行加熱或除冰的特征。具體而言，示范熱管理系統(tǒng)100包括表面熱交換136，該表面熱交換136在一個或更多個熱源交換器106下游的部位處與熱輸送總線102中的熱交換流體熱連通，以用于將熱量從熱轉移流體轉移到渦輪風扇發(fā)動機10或飛機(例如，圖3和/或4的飛機200)的一個或更多個構件的表面。對于所描繪的實施例，表面熱交換模塊136也位于一個或更多個熱吸收交換器108的上游。然而，在其他實施例中，表面熱交換模塊136可作為代替位于一個或更多個熱源交換器106下游的任何適合部位處。例如，在其他實施例中，表面熱交換模塊136可位于泵120上游，或者備選地，可位于熱吸收交換器108中的一個或更多個的下游。

此外，對于所描繪的實施例，熱管理系統(tǒng)100額外地包括旁通管線138以用于選擇性地繞過表面熱交換模塊136。三通表面熱交換模塊閥140定位在上游接頭142處以用于選擇性地啟用表面熱交換模塊136。該三通表面熱交換模塊閥140可以以與上面描述的用于繞過相應的熱吸收交換器108的操作的示范三通熱吸收閥116基本上相同的方式構造。

例如取決于飛機、發(fā)動機、和/或大氣條件，冰可傾向于形成在渦輪風扇發(fā)動機10和/或飛機的各種構件的表面上。因此，如將在下面更詳細地解釋的，參照圖3和圖4和5，在至少某些示范實施例中，表面熱交換模塊136可構造為除冰模塊，該除冰模塊包括一個或更多個熱交換器，用于集成到渦輪風扇發(fā)動機10和/或飛機的一個或更多個構件的表面中。特別地，與熱管理系統(tǒng)一起包括表面熱交換/除冰模塊可起到對飛機和/或渦輪風扇發(fā)動機的某些構件進行除冰或加熱，以及從流動通過熱管理系統(tǒng)的熱輸送總線的熱交換流體移除熱量的雙重作用。因此，此種構造可通過利用從飛機和/或發(fā)動機的一個或更多個其他構件/系統(tǒng)移除的廢熱來提供用于對渦輪風扇發(fā)動機和/或飛機的某些構件進行除冰的更有效的系統(tǒng)。

然而，應理解的是，熱管理系統(tǒng)100僅是作為示例提供的，且在其他示范實施例中，熱管理系統(tǒng)100可以以任何其他適合的方式構造。例如，在其他示范實施例中，熱管理系統(tǒng)100可不依靠制冷循環(huán)操作，即，熱管理系統(tǒng)100可不包括壓縮機120或膨脹裝置122中的一者或二者。此外，在其他示范實施例中，熱管理系統(tǒng)100可不包括圖2中描繪的某些其他構件，諸如燃料致冷器144。而且，在另外其他實施例中，熱管理系統(tǒng)100可構造為專用表面熱交換熱管理系統(tǒng)。因此，在此種構造中，熱管理系統(tǒng)可不包括與熱輸送總線102中的熱交換流體熱連通的一個或更多個熱吸收交換器108，且作為代替，表面熱交換模塊136可構造為用于從熱輸送總線102中的熱交換流體移除熱量的主要手段。

不具體參照任何附圖，在本公開的一個示范實施例中，一個或更多個熱源交換器106可包括蒸汽壓縮系統(tǒng)(即，蒸汽壓縮系統(tǒng)的冷凝器部分)和來自空氣循環(huán)系統(tǒng)(其構造成從渦輪風扇發(fā)動機接收空氣且冷卻被提供到飛機的此種空氣)的熱交換器。在最熱點處，空氣循環(huán)系統(tǒng)熱交換器、熱輸送總線100的下游可包括表面熱交換模塊136。來自熱輸送流體的熱量的一部分可被通過表面熱交換模塊136轉移。熱輸送總線100因而可包括多個熱吸收交換器108，諸如發(fā)動機中間冷卻器、RAM空氣熱交換器、和空氣循環(huán)系統(tǒng)的冷空氣輸出。特別地，熱輸送總線100可額外地包括位于熱源交換器106中的兩個之間的熱吸收交換器108(例如位于蒸汽壓縮系統(tǒng)的冷凝器部分與來自空氣循環(huán)系統(tǒng)的熱交換器之間的燃料系統(tǒng)熱交換器)。

現(xiàn)在參照圖3，提供了根據(jù)本公開的另一示范實施例的熱管理系統(tǒng)100。圖3中示意地繪出的示范熱管理系統(tǒng)100可以以與在上面參照圖2描述的示范熱管理系統(tǒng)100基本上相同的方式構造。在圖3中使用類似的數(shù)字以標識與圖2的熱管理系統(tǒng)100相同或類似的構件。

對于圖3的實施例，熱管理系統(tǒng)100并入飛機10中且至少部分地并入燃氣渦輪發(fā)動機中。圖3中描繪的示范飛機200大體上限定延伸穿過其的縱向中心線202、側向方向L、前端204、和后端206。而且，飛機200包括機身208和一對機翼210，機身20從飛機200的前端202縱向地延伸到飛機200的后端204。此種機翼210中的第一個從機身208的左舷側212相對于縱向中心線14側向向外延伸，且此種機翼210中的第二個從機身208的右舷側214相對于縱向中心線14側向向外延伸。所描繪的示范實施例的機翼210中的各個包括前緣216和后緣218。飛機200還包括具有用于偏航控制的方向舵襟翼的豎直穩(wěn)定器220，和各自具有用于俯仰控制的升降舵襟翼的一對水平穩(wěn)定器222。機身208還包括外表面224。然而，應理解的是，在本公開的其他示范實施例中，飛機200可額外地或備選地包括可以或者可以不正好沿豎直方向或側向方向L延伸的任何其他適合的穩(wěn)定器構造。

圖3的示范飛機200包括一對飛機發(fā)動機，飛機發(fā)動機中的至少一個安裝于該對機翼210中的各個。對于所描繪的實施例，飛機發(fā)動機構造為各自以機翼下構造懸吊在機翼210下方的第一渦輪風扇噴氣發(fā)動機226和第二渦輪風扇噴氣發(fā)動機228。

而且，如所陳述的，圖3的熱管理系統(tǒng)100集成到示范飛機200和/或渦輪風扇發(fā)動機226、228中。與在上面參照圖2描述的示范熱管理系統(tǒng)100一樣，示范熱管理系統(tǒng)100包括熱輸送總線102以及泵104，熱輸送總線102具有流動穿過其的熱交換流體，泵104用于在熱輸送總線102中生成熱交換流體流。此外，示范熱管理系統(tǒng)100包括一個或更多個熱源交換器106和一個或更多個熱吸收交換器108。一個或更多個熱源交換器106與熱輸送總線102中的熱交換流體熱連通，且一個或更多個熱吸收交換器108與熱輸送總線102中的熱交換流體持久地或選擇性地熱連通。

此外，對于圖3的示范熱管理系統(tǒng)100，一個或更多個熱吸收交換器108沿熱輸送總線102定位在一個或更多個熱源交換器106下游的部位處。應理解的是，圖3的熱管理系統(tǒng)100是示意地描繪的，且一個或更多個熱源交換器106和/或一個或更多個熱吸收交換器108可安裝在飛機200和/或渦輪風扇發(fā)動機226、228內的任何部位處。例如，在圖3的示范實施例中，熱源交換器106中的一個或更多個可位于渦輪風扇發(fā)動機226中，且熱源交換器106中的一個或更多個可位于飛機200內的其他地方。類似地，熱吸收交換器108中的一個或更多個可位于渦輪風扇發(fā)動機226中，且熱吸收交換器108中的一個或更多個可位于飛機200內的其他地方。

如圖3中還描繪的，熱管理系統(tǒng)100包括表面熱交換模塊136，表面熱交換模塊136包括一個或更多個熱交換器238(用虛線繪出)以用于對飛機200和/或渦輪風扇發(fā)動機226、228的某些構件提供熱量。表面熱交換模塊136可構造成用于對飛機200的某些表面進行除冰或者簡單地加熱飛機200的某些表面。

現(xiàn)在參照圖4和5，提供了根據(jù)本公開的示范實施例的熱管理系統(tǒng)100的表面熱交換模塊136。更具體而言，圖4提供具有并入其中的熱管理系統(tǒng)100的示范表面熱交換模塊136的飛機200的左舷側212的立體圖，且圖5提供具有并入其中的熱管理系統(tǒng)100的示范表面熱交換模塊136的圖4的示范飛機200的渦輪風扇發(fā)動機226的側視、示意圖。特別地，盡管在圖4和5中未描繪，但所描繪的示范表面熱交換模塊136并入熱管理系統(tǒng)100中，諸如在上面參照圖2和/或圖3描述的熱管理系統(tǒng)100。

而且，圖4的示范飛機200可以以與在上面參照圖3描述的示范飛機200基本上相同的方式構造。例如，飛機200大體上包括機身208和一對機翼210。該對機翼210中的第一個從飛機200的右舷側214(未示出)側向向外延伸，且該對機翼210中的第二個從飛機200的相反的左舷側214側向向外延伸。飛機200可包括安裝在該對機翼210中的各個下方的一個或更多個飛機發(fā)動機。對于所描繪的實施例，飛機200包括安裝在從飛機200的左舷側212向外延伸的機翼210下方的渦輪風扇發(fā)動機226。

現(xiàn)在具體參照圖5，示范渦輪風扇發(fā)動機226大體上限定軸向方向A(與用于參考而提供的縱向中心線12平行地延伸)、徑向方向R、和周向方向(未示出)。圖5中描繪的渦輪風扇發(fā)動機226可以以與在上面參照圖1描述的示范渦輪風扇發(fā)動機10基本上相同的方式構造。因此，相同或類似的數(shù)字可指相同或類似的構件。

示范渦輪風扇發(fā)動機226大體上包括風扇區(qū)段14和配置在風扇區(qū)段14下游的核心渦輪發(fā)動機16。所描繪的示范核心渦輪發(fā)動機16大體上包括基本上管狀的外殼體18，該外殼體108限定環(huán)形進口20。外殼體18以串聯(lián)流動的關系包圍壓縮機區(qū)段、燃燒區(qū)段26、渦輪區(qū)段、和噴氣排氣噴嘴區(qū)段32。一對軸34、36將壓縮機區(qū)段驅動地聯(lián)接于渦輪區(qū)段。

對于所描繪的實施例，風扇區(qū)段14包括風扇38，該風扇38具有以間隔開的方式聯(lián)接于轉子盤42的多個風扇葉片40。盤42由可旋轉前轂48覆蓋，該前轂48空氣動力地形成輪廓，以促進穿過多個風扇葉片40的空氣流。此外，示范風扇區(qū)段14包括環(huán)形風扇殼體或外機艙50，環(huán)形風扇殼體或外機艙50周向地圍繞風扇38和/或核心渦輪發(fā)動機16的至少一部分。外機艙50可大體上包括定位在機艙50的前端處限定渦輪風扇發(fā)動機226的進口60的前部罩230、和定位在前部罩230后方且圍繞風扇38延伸/包圍風扇38的風扇罩232。

在渦輪風扇發(fā)動機226的操作期間，一定體積的空氣58穿過機艙50和/或風扇區(qū)段14的進口60進入渦輪風扇10。在該體積的空氣58行進跨過風扇葉片40時，由箭頭62指示的空氣58的第一部分被引導或發(fā)送到旁通空氣流通道56中，且由箭頭64指示的空氣58的第二部分被引導或發(fā)送到核心空氣流動路徑37中。該體積的空氣58被分流器234分離成空氣的第一和第二部分62、64，分離器234圍繞進口20延伸到核心空氣流動路徑37。此外，一個或更多個進口引導靜葉236定位在核心空氣流動路徑37的前端處，接近進口20，來以期望的方式通過核心空氣流動路徑37引導空氣的第二流64。

仍參照圖4和5，如所陳述的，根據(jù)本公開示范實施例，所描繪的示范表面熱交換模塊136被并入熱管理系統(tǒng)100中。因此，示范表面熱交換模塊136可在熱管理系統(tǒng)100的一個或更多個熱源交換器106下游的部位處與熱輸送總線102中的熱交換流體熱連通。表面熱交換模塊136可因此構造成用于將熱量從熱轉移流體轉移到飛機200的渦輪風扇發(fā)動機226的一個或更多個構件的表面。更具體而言，示范表面熱交換模塊136包括多個熱交換器238，這多個熱交換器238用于集成到飛機200的一個或更多個構件的表面中，通過多個導管239連接。例如，具體參照圖4，所描繪的示范表面熱交換模塊136包括多個熱交換器238，這多個熱交換器238集成到飛機200的機翼210的外側表面240和飛機200的機身208的外側表面224中。更具體而言，所描繪的示范表面熱交換模塊136包括一個或更多個熱交換器238，這一個或更多個熱交換器238在飛機200的左舷側212上在機翼210的前緣216處集成到機翼210的表面240中，在飛機200的左舷側212上在機翼210的后緣218處集成在機翼210的表面240中，且集成在飛機200的機身208的表面224中。然而，在其他實施例中，示范表面熱交換模塊136可包括一個或更多個熱交換器238，這一個或更多個熱交換器238集成到飛機200的任何其他構件的表面中，該任何其他構件諸如飛機200的前部錐體(在飛機200的前端204處)、或飛機200的一個或更多個穩(wěn)定器(諸如豎直穩(wěn)定器220或水平穩(wěn)定器222)。備選地，表面熱交換模塊136可不包括圖4中描繪的熱交換器238中的一個或更多個。

而且，示范表面熱交換模塊136包括多個熱交換器238，這多個熱交換器238用于集成到示范渦輪風扇發(fā)動機226的一個或更多個構件的表面中。例如，具體參照圖5，示范表面熱交換模塊136包括多個熱交換器238，這多個熱交換器238集成到渦輪風扇發(fā)動機226的前部罩230、渦輪風扇發(fā)動機226的風扇罩232、渦輪風扇發(fā)動機226的進口引導靜葉236中的至少一個、渦輪風扇發(fā)動機226的分流器234、和渦輪風扇發(fā)動機226的可旋轉前轂48的表面中。然而，在其他示范實施例中，表面熱交換模塊136可包括一個或更多個熱交換器238，這一個或更多個熱交換器238集成到渦輪風扇發(fā)動機226的任何其他適合的表面中，或者備選地，表面熱交換模塊136可不包括圖4和5中描繪的多個熱交換器238中的一個或更多個。

集成到渦輪風扇發(fā)動機226和/或飛機200的各種構件的表面中的多個熱交換器238可構造成用于移除一定量的冰或者防止在相應表面上形成一定量的冰。因此，表面熱交換模塊136可構造為除冰模塊。然而，在其他示范實施例中，表面熱交換模塊136可額外地包括一個或更多個熱交換器，該一個或更多個熱交換器集成到各種其他表面中，以用于加熱此種表面，而不管是否擔心結冰。例如，表面熱交換模塊136可包括一個或更多個熱交換器，這一個或更多個熱交換器構造為例如用于一個或更多個出口引導靜葉、風扇管道等的表面熱交換器。

而且，集成到渦輪風扇發(fā)動機226和/或飛機200的各種構件的表面中的多個熱交換器238可以以任何適合的方式構造成用于將熱量從熱交換流體轉移至此種表面。例如，在某些示范實施例中，多個熱交換器238中的一個或更多個可包括導管，該導管延伸到待除冰的構件的外側表面附近，使得來自流動穿過其的熱交換流體的一定量的熱量轉移至此種表面。備選地，多個熱交換器238中的一個或更多個可包括中間材料，該中間材料構造成將熱量從流體轉移至待除冰的構件的表面。仍備選地，在其他示范實施例中，多個熱交換器238中的一個或更多個可集成到形成待除冰的構件的表面的材料中。

在某些示范實施例中，表面熱交換模塊136可構造為閉合環(huán)路，該閉合環(huán)路構造成將熱量從(流動穿過熱管理系統(tǒng)100的熱轉移總線102的)熱轉移流體轉移至分開的表面熱交換模塊流體。除冰模塊流體然后可流動穿過通過導管239而連接的熱交換器238，以對飛機200和/或燃氣渦輪發(fā)動機的各種構件的期望表面提供熱量。備選地，在其他實施例中，表面熱交換模塊136可構造成接收(流動穿過熱管理系統(tǒng)100的熱轉移總線102的)熱轉移流體的流，且使此種熱轉移流體流至構造成對飛機200和/或燃氣渦輪發(fā)動機的各種構件的表面提供一定量的熱量的各種熱交換器238。在此種示范實施例中，多個導管239可構造為熱管理系統(tǒng)100的熱輸送總線102的部分。

包括具有根據(jù)本公開的示范實施例的表面熱交換模塊的熱管理系統(tǒng)的燃氣渦輪發(fā)動機和/或飛機可更有效率地執(zhí)行冰預防/移除供能。更具體而言，利用液體對飛機和/或燃氣渦輪發(fā)動機的各種構件進行除冰可更有效率地對此種構件提供熱量(與利用放出空氣相比)。此外，利用來自根據(jù)本公開的示范實施例的熱管理系統(tǒng)的熱量可通過利用廢熱執(zhí)行在其他情況下可需要額外能量支出的功能來提高燃氣渦輪發(fā)動機和/或飛機的整體效率。

盡管未繪出，但在某些示范實施例中，飛機發(fā)動機中的一個或更多個可具有專用熱輸送系統(tǒng)，且飛機發(fā)動機中的一個或更多個安裝在其中的飛機也可具有專用熱輸送系統(tǒng)。在此種示范實施例中，熱輸送系統(tǒng)可包括公共熱交換器，通過該公共熱交換器，兩個系統(tǒng)可對接且交換熱量。因此，在此種示范實施例的情況下，發(fā)動機熱輸送系統(tǒng)可對飛機熱輸送系統(tǒng)卸載一定量的熱量，且反之亦然。

本書面說明使用示例以公開本發(fā)明，包括最佳實施方式，并且還使任何本領域技術人員能夠實踐本發(fā)明，包括制造并且使用任何設備或系統(tǒng)并且實行任何合并的方法。本發(fā)明的可取得專利的范圍由權利要求限定，并且可包含本領域人員想到的其他示例。如果這種其他示例具有不與權利要求的文字語言不同的結構元件，或如果它們包括與權利要求的文字語言無顯著差別的等同結構元件，則它們意圖在權利要求的范圍內。