Тепловое устройство, содержащее кольцевой теплообменник, размещенный вокруг выхлопного трубопровода, и система обогрева салона летательного аппарата, содержащая такое устройство - RU2576775C2

Чертежи

Описание

Настоящее изобретение относится к области систем обогрева салона летательного аппарата. Настоящее изобретение касается системы обогрева салона транспортного средства, снабженной кольцевым теплообменником, расположенным вокруг выхлопного трубопровода, а также кольцевого теплообменника, размещенного вокруг выхлопного трубопровода. Изобретение, в особенности, предназначено для обогрева салона винтокрылого летательного аппарата.

Для обогрева салона летательного аппарата известны сбор и использование части тепла, вырабатываемого, по меньшей мере, тепловым двигателем этого транспортного средства.

Например, в случае автомобилей используемые в настоящее время тепловые двигатели выполнены с жидкостным охлаждением. Тепло передается этой охлаждающей жидкости и может через теплообменник далее использоваться для нагрева воздуха, поступающего в салон этого транспортного средства.

Однако эта технология редко используется в аэронавтике. Действительно, летательные аппараты часто оснащаются турбомашинами, которые не имеют системы охлаждения охлаждающей жидкостью. Для таких летательных аппаратов используются другие технологии обогрева салона.

Салон самолетов, летающих на большой высоте, обычно герметизирован. Разность давлений между наружным воздухом и внутренним воздухом может быть использована для осуществления циркуляции воздуха, например, с помощью турбины, приводимой во вращение этой разностью давлений. Этот воздух может быть, таким образом, нагрет или охлажден для обеспечения регулирования температуры салона в таком самолете.

Такое решение, однако, не применимо в таких летательных аппаратах, в которых салон летательного аппарата не герметичен, как в большинстве винтокрылых летательных аппаратов. В этом случае может быть использован сжатый воздух, предназначенный для питания камеры сгорания теплового двигателя летательного аппарата, в особенности, турбинного двигателя. Действительно, этот сжатый воздух имеет обычно температуру порядка 350°С (350 градусов по Цельсию) на выходе компрессора. Можно также отобрать часть этого сжатого воздуха и смешать его с наружным воздухом для обогрева салона летательного аппарата. Кроме того, использование этого сжатого воздуха обеспечивает также прекрасную циркуляцию смеси нагретого воздуха в салоне летательного аппарата.

Такая технология является в настоящее время наиболее используемой в винтокрылых летательных аппаратах, таких как вертолеты, но имеют, однако, несколько недостатков.

Прежде всего, такая техника является источником шума в салоне летательного аппарата, этот шум вызван, в основном, свистом вследствие расширения сжатого воздуха при его введении в салон.

Кроме того, этот сжатый воздух выходит из компрессора при высокой температуре порядка 350°С, как указывалось выше, и циркулирует, главным образом, по трубопроводам вдоль фюзеляжа летательного аппарата. Любой разрыв этих трубопроводов может иметь серьезные последствия. Вследствие этого, трубопроводы особенно защищены и оборудованы сигнализацией при появлении утечки.

Наконец, этот отбор воздуха с выхода компрессора теплового двигателя вызывает потерю кпд этого теплового двигателя и, следовательно, снижение его мощности.

Однако выхлопные газы теплового двигателя летательного аппарата удаляются при очень высокой температуре, порядка 700°С, и могут, следовательно, также быть источником тепла для обогрева салона летательного аппарата.

Из документа US 2341549 известна система обогрева салона транспортного средства, в которой первый трубопровод с воздухом салона пересекает выхлопной трубопровод турбинного двигателя этого транспортного средства. Однако для исключения риска попадания выхлопных газов в салон при утечке в первом трубопроводе этот первый трубопровод находится в промежуточном трубопроводе, в котором циркулирует жидкость, и этот промежуточный трубопровод находится в контакте с выхлопными газами. Действительно, выхлопные газы нагревают эту жидкость, находящуюся в промежуточном трубопроводе, который, таким образом, нагревает воздух в салоне транспортного средства.

Кроме того, в документе US 3971511 описана система обогрева салона летательного аппарата. Камера нагрева воздуха размещена на уровне теплового двигателя этого летательного аппарата и окружает часть выхлопных трубопроводов этого двигателя. Воздух, находящийся в этой нагревательной камере, нагревается, таким образом, от выхлопных трубопроводов, в которых циркулируют выхлопные газы двигателя, далее направляется в салон, и, при необходимости, смешивается с наружным воздухом. Таким образом, салон может обогреваться этим воздухом.

Кроме того, в документе US 4490989 описана система нагрева и климатизации салона вертолета. Обогрев салона осуществляется воздухом, циркулирующим в трубопроводе, пересекающим камеру нагрева воздуха, размещенную на уровне теплового двигателя этого летательного аппарата и окружающую часть выхлопных трубопроводов этого двигателя.

В документе US 6568203 описана система подачи воздуха в летательный аппарат при контроле температуры. Эта система позволяет охладить сжатый воздух использованием свежего воздуха в теплообменнике.

Известен также документ US 4319630, который описывает теплообменник, содержащий два набора труб U-образной формы. Трубы U-образной формы каждого набора расположены в противоположных направлениях напротив один другого. Две среды циркулируют независимо в этом теплообменнике, при этом среда циркулирует в системе труб каждого набора. Таким образом, между этими двумя средами может осуществляться теплообмен.

Наконец, документ ЕР 0131508 описывает теплообменник в виде колонки, содержащий две вертикальные трубы. Теплообмен, таким образом, возможен между первой средой, циркулирующей вокруг этих вертикальных труб, и второй средой, циркулирующей в этих трубах.

Такой теплообменник содержит также устройство дополнительного охлаждения, образованное одним или несколькими звеньями, окружающими часть вертикальных труб, при этом первичная среда может циркулировать вокруг этих звеньев.

С другой стороны, такие нагревательные системы используют теплообменник для подогрева выхлопными газами воздуха, подаваемого в салон. Этот теплообменник обычно имеет существенные массу и объем, которые могут ухудшить кпд летательного аппарата.

Кроме того, выхлопные газы выходят из камеры сгорания с большой скоростью, и их циркуляция в таком теплообменнике может привести к значительным потерям давления, которые приводят к потере мощности теплового двигателя.

Объектом изобретения является, таким образом, тепловая установка, предназначенная, в частности, для системы обогрева летательного аппарата, позволяющей избавиться от упомянутых выше ограничений, не ухудшающей, в частности, качества одного или нескольких тепловых двигателей этого летательного аппарата.

Объектом изобретения является также предложение системы обогрева, снабженной такой тепловой системой и предназначенной для винтокрылого летательного аппарата.

В соответствии с изобретением тепловая система содержит кольцевой теплообменник и трубопровод. Кольцевой теплообменник, в котором циркулирует первая среда, размещен вокруг этого трубопровода, в котором циркулирует вторая среда. Эта вторая среда выходит из трубопровода через отверстие в этом трубопроводе, а третья среда циркулирует в теплообменнике от входа в теплообменник к выходу из теплообменника.

Эта система примечательна тем, что теплообменник содержит заднюю оболочку, расположенную на выходе из теплообменника и ориентирующую третью среду ко второй среде, выходящей через отверстие в трубопроводе. Вторая среда вследствие эффекта Коанды вызывает циркуляцию третьей среды в теплообменнике, при этом теплообмен имеет место между трубопроводом, третьей средой и первой средой.

Прежде всего, этот кольцевой теплообменник является теплообменником с разделенными средами, то есть три среды, используемые для теплообмена, циркулируют соответственно в независимых объемах и не имеют непосредственного контакта между собой. Первая среда циркулирует в корпусе, частично размещенном в теплообменнике, тогда как третья среда пересекает теплообменник от входа к выходу. Вторая среда циркулирует в трубопроводе перед выходом из этого трубопровода через сопло.

Известны, например, оболочки, часто используемые в теплообменниках и в которых может циркулировать первая среда, которые образованы одним или несколькими змеевиками в теплообменнике или одной или несколькими расположенными друг против друга пластинами. Поверхность теплообмена, образованная этой оболочкой, обеспечивает конвекционный теплообмен между первой средой и третьей средой, проходящей через теплообменник.

Кроме того, первая и третья среды могут циркулировать в одном направлении: речь тогда идет о прямоточном теплообменнике, либо в противоположных направлениях циркуляции в случае противоточного теплообменника. Предпочтительно, первая и третья среды циркулируют в противоположных направлениях для улучшения эффективности этого конвективного теплообмена.

Тепловая система по изобретению, в особенности, предназначена для системы обогрева для винтокрылого летательного аппарата. Эта тепловая система позволяет, таким образом, обогревать салон летательного аппарата с помощью первой среды, а вторая среда образована, по меньшей мере, выхлопными газами турбинного двигателя этого летательного аппарата и третья среда образована воздухом, окружающим летательный аппарат.

Форма задней оболочки направляет третью среду, выходящую из теплообменника, ко второй среде,' выходящей из трубопровода. Предпочтительно, форма этой задней оболочки обеспечивает, что эта вторая среда вызывает приведение в движение вследствие эффекта Коанда. Вследствие этого третья среда перемещается к выходу теплообменника из-за перемещения второй среды, создающей, таким образом, разрежение внутри теплообменника и, следовательно, всасывание на его входе. Таким образом, создается циркуляция третьей среды в теплообменнике. Задняя оболочка может выходить за отверстие в трубопроводе для точного направления третьей среды ко второй среде.

«Эффект Коанда» является явлением механики сред. Например, когда среда, будь она в газообразной или жидкой форме, выходит из какого-либо сосуда через отверстие, часть этой среды в момент выхода стремится перемещаться вдоль внешнего контура этого сосуда.

«Эффект Коанда» проявляется также в области газовых потоков, где он может явиться причиной весьма значительного перемещения первого газа, который направлен к потоку второго газа. Появление этого «эффекта Коанда» зависит от многих существенных параметров, таких как скорость потока второго газа, его дебит либо профиль ориентации первого газа относительно потока второго газа.

Для того чтобы «эффект Коанда» проявился в случае тепловой системы по изобретению, вторая и третья среды должны быть в газообразной форме, а третья среда, соответствующая первому упомянутому выше газу, приводимому второй средой, соответствующей второму газу. Кроме того, вторая среда должна иметь в трубопроводе ненулевую скорость потока, достаточно значительную для появления «эффекта Коанда».

Предпочтительно, в случае винтокрылого летательного аппарата, снабженного одним или несколькими турбинными двигателями, выхлопные газы выходят из выхлопного трубопровода с повышенной скоростью, порядка примерно от 40 до 80 м/с (от 40 до 80 метров в секунду) в соответствии с режимом двигателя, что является благоприятным для возникновения этого «эффекта Коанда». Кроме того, осуществление, таким образом, затягивания окружающего воздуха, образующего третью среду, выхлопными газами, образующими вторую среду, позволяет предпочтительно обеспечить циркуляцию третьей среды в теплообменнике независимо от скорости движения летательного аппарата. Таким образом, циркуляция третьей среды в теплообменнике обеспечивается независимо от фазы полета винтокрылого летательного аппарата, включая висение, вертикальный либо боковой полет.

Кроме того, форма задней оболочки должна быть тщательно определена для ориентации второй среды адекватным образом для того, чтобы появился «эффект Коанда». В частности, эта задняя оболочка должна находиться в контакте с периферийной частью потока второй среды на выходе трубопровода. Эта задняя оболочка должна, таким образом, заходить за трубопровод и может иметь сходящуюся форму для осуществления контакта третьей среды со второй средой. Таким образом, появляется зона смешения второй среды и третьей среды.

Циркуляция третьей среды в теплообменнике способствует, таким образом, конвекционному теплообмену между третьей средой и первой средой посредством поверхности теплообмена, образованной поверхностью оболочки, в которой циркулирует первая среда. Циркуляция этой первой среды может быть обеспечена с помощью средства для циркуляции, такого как насос или турбина, расположенного в этой оболочке. Это средство для осуществления циркуляции размещено предпочтительно снаружи тепловой системы по изобретению.

Кроме того, так как вторая среда циркулирует в трубопроводе, вокруг которого расположен теплообменник, то конвекционный теплообмен между трубопроводом и третьей средой может осуществляться с помощью поверхности теплообмена, образованной поверхностью этого трубопровода.

Более того, поверхность трубопровода может передавать часть тепла излучением. Действительно, может иметь место теплообмен излучением между трубопроводом и первой средой, циркулирующей в теплообменнике. Теплообмен излучением может также иметь место между трубопроводом и третьей средой.

Напротив, для восприятия тепла, переданного излучением, среда должна иметь ненулевой коэффициент поглощения. В большинстве случаев применения тепловой системы по изобретению, и, в частности, в случае обогрева салона винтокрылого летательного аппарата, третьей средой является воздух, следовательно, она прозрачна. В этом случае третья среда не может воспринимать тепловую энергию излучением, так как ее коэффициент поглощения является нулевым.

Предпочтительно, в комбинации теплообменов излучением и конвекцией, кольцевой теплообменник системы по изобретению может иметь большую мощность теплообменов.

Например, как изложено ниже, в винтокрылом летательном аппарате выхлопные газы турбинного двигателя циркулируют в выхлопном трубопроводе при повышенной температуре, порядка 700°С. Следовательно, выхлопной трубопровод также нагревается и может передавать часть накопленного тепла излучением вокруг этого трубопровода и, в частности, кольцевому теплообменнику, расположенному вокруг этого выхлопного трубопровода.

Следовательно, теплообмен осуществляется, с одной стороны, излучением между трубопроводом и первой средой и, с другой стороны, конвекцией между трубопроводом и третьей средой.

Однако такие теплообмены излучением и конвекцией могут быть значительными, когда температура второй среды повышена относительно первой среды и/или третьей среды.

Это, в частности, является случаем использования тепловой системы по изобретению в системе обогрева винтокрылого летательного аппарата, при этом выхлопные газы этого летательного аппарата могут иметь очень высокую температуру по сравнению с окружающим воздухом. Представляет интерес ограничение этих теплообменов для ограничения температуры первой среды.

Для этого между трубопроводом и кольцевым теплообменником может быть, по меньшей мере, частично, использована тепловая защита для ограничения теплообмена, с одной стороны, излучением между трубой и первой средой и, с другой стороны, конвекцией между трубой и третьей средой. Эта тепловая защита может, например, содержать, по меньшей мере, тепловой экран.

В соответствии с первым вариантом воплощения тепловой системы по изобретению, эффективность этой тепловой защиты увеличивается от входа в теплообменник к выходу из теплообменника. Под тепловой эффективностью тепловой защиты понимают способность этой тепловой защиты ограничить теплообмен между двумя зонами, разделенными этой тепловой защитой.

Например, только первый тепловой экран расположен на входе кольцевого теплообменника, тогда как два тепловых экрана, идентичных первому тепловому экрану, расположены в центре теплообменника. Кроме того, три тепловых экрана, идентичных первому тепловому экрану, размещены вблизи выхода из теплообменника.

Такое изменение тепловой эффективности тепловой защиты может быть также получено изменением толщины этой тепловой защиты в кольцевом теплообменнике. Точнее, для этого первого варианта воплощения тепловая защита может быть образована единым тепловым экраном, толщина которого увеличивается от входа кольцевого теплообменника к его выходу.

Такой тепловой экран может быть образован из материала типа металлической пены из стали или меди, а также из цилиндрических концентрических пластин, либо также в виде сотовой структуры из нержавеющей стали, титана, либо также графитовых материалов.

В случае системы обогрева, предназначенной для винтокрылого летательного аппарата, и содержащей тепловую установку, кольцевой теплообменник которой размещен вокруг выхлопного трубопровода, температура третьей среды, образованной окружающим воздухом, входящим в теплообменник, по существу, равна температуре окружающей среды.

Действительно, на входе в теплообменник эта третья среда существенно не нагревает первую среду. Теплообмен, таким образом, осуществляется, с одной стороны, излучением между трубопроводом и первой средой, и, с другой стороны, конвекцией между трубопроводом и третьей средой в зоне входа теплообменника. Эта зона входа образована первой зоной, расположенной в теплообменнике и сразу после входа теплообменника в направлении циркуляции третьей среды. Кроме того, выходная зона, образованная второй зоной, расположенной в теплообменнике непосредственно перед выходом из теплообменника.

В центральной зоне теплообменника, расположенной между входной зоной и выходной зоной, третья среда нагревается конвекцией во входной зоне и может, таким образом, нагревать конвекцией первую зону. Следовательно, теплообмен излучением уменьшается вследствие увеличения эффективности тепловой защиты. В выходной зоне третья среда, так как она еще нагрета в центральной зоне, то доля конвекционного теплообмена между первой средой и третьей средой становится все более значительной. Кроме того, теплообмены между трубопроводом и, с одной стороны, первой средой путем излучения и, с другой стороны, третьей средой путем конвекции, еще более уменьшаются при увеличении эффективности тепловой защиты.

Так, в первом варианте воплощения тепловой системы по изобретению, теплообмен, в основном, достигается, с одной стороны, путем излучения между трубопроводом и первой средой, и, с другой стороны, конвекцией между трубопроводом и третьей средой во входной зоне теплообменника, при этом способность уменьшения температуры тепловой защитой является слабой. Затем, на уровне центральной зоны и выходной зоны теплообменника теплообмен получают, с одной стороны, излучением между трубопроводом и первой средой и, с другой стороны, конвенцией между трубопроводом и третьей средой, а также между третьей средой и первой средой, при этом способность уменьшения температуры тепловой защитой постепенно увеличивается.

В соответствии со вторым вариантом воплощения тепловой системы по изобретению теплообменник содержит переднюю оболочку, расположенную на входе теплообменника и ограничивающую входную зону. В этой передней зоне теплообмен осуществляется только конвекцией между трубопроводом и третьей средой, причем первая среда не циркулирует в этой передней зоне. Для того чтобы теплообмен излучением был максимальным между трубопроводом и третьей средой, в этой передней зоне не расположено никакой тепловой защиты.

Далее, тепловая защита размещена вне этой передней зоны теплообменника в центральной и выходной зонах этого теплообменника, в которых циркулирует первая среда. Эта тепловая защита имеет тепловую эффективность, которая уменьшается, таким образом, до выхода из теплообменника. Так, в центральной зоне теплообменника, где начинается циркуляция первой среды, теплообмен, в основном, получают конвекцией между третьей средой и первой средой, большая часть теплообмена от трубопровода, будь то излучение или конвекция, останавливается тепловой защитой. Затем в выходной зоне теплообменника, например, конвекционный теплообмен между третьей средой и первой средой становится менее эффективным, теплообмен между трубопроводом и третьей средой становится слабым. Предпочтительно, теплообмен от трубопровода с первой средой, в частности, путем излучения, постепенно увеличивается для компенсации этого уменьшения конвективного теплообмена между третьей средой и первой средой, при этом тепловая эффективность тепловой защиты постепенно уменьшается.

Следовательно, в соответствии с этим вторым вариантом воплощения тепловой системы по изобретению, теплообмен осуществляется только конвекцией между трубопроводом и третьей средой во входной зоне теплообменника. Затем в центральной зоне теплообмен осуществляется частично конвекцией между третьей зоной и первой средой и частично излучением между трубопроводом и первой средой. Затем, часть теплообмена от трубопровода, будь то излучение или конвекция, постепенно увеличивается пропорционально уменьшению тепловой эффективности тепловой защиты, тогда как часть конвекционного теплообмена между третьей средой и первой средой уменьшается.

Объектом настоящего изобретения является также система обогрева летательного аппарата, содержащего салон и, по меньшей мере, тепловой двигатель, при этом система обогрева содержит систему труб, в которой циркулирует жидкий теплоноситель для обеспечения нагрева салона и, по меньшей мере, средство обеспечения циркуляции этого жидкого теплоносителя.

Эта система обогрева содержит тепловую систему, упомянутую выше, обеспечивающую нагрев жидкого теплоносителя, который является первой средой, циркулирующей в кольцевом теплообменнике этой тепловой установки.

Эта система обогрева особенно адаптирована к винтокрылому летательному аппарату, содержащему такой турбинный двигатель. Кольцевой теплообменник, таким образом, расположен вокруг, по меньшей мере, выхлопного трубопровода турбинного двигателя, а вторая среда образована выхлопными газами этого турбинного двигателя.

Предпочтительно, эта система обогрева не нарушает режимы работы турбинных двигателей летательного аппарата, которыми он оборудован.

Действительно, эта система обогрева не осуществляет никакого отбора сжатого воздуха, выходящего из компрессора турбинного двигателя.

Более того, никакой элемент не нарушает выхода выхлопных газов, кольцевой теплообменник системы обогрева не создает никакой дополнительной нагрузки на поток выхлопных газов.

Кроме того, никакой элемент не находится в непосредственном контакте с выхлопными газами и, таким образом, не подвергается воздействию высокой температуры этих выхлопных газов. Никакой элемент не требует, таким образом, особенных механических свойств, необходимых для уменьшения стоимости, а также массы этой системы обогрева.

Однако, важно исключить циркуляцию среды с высокой температурой вдоль фюзеляжа летательного аппарата. Первая среда, таким образом, выбирается для того, чтобы иметь среднюю и достаточную температуру циркуляции для обеспечения обогрева летательного аппарата. Первой средой является, например, жидкий теплоноситель, температура циркуляции которого составляет порядка от 80 до 100°С.

Более того, тепловая защита, ограничивающая теплообмен излучением, позволяет ограничить температуру внутренней части теплообменника, например, до температуры, примерно, от 100 до 120°С так, чтобы иметь возможность нагреть первую среду до температуры, примерно, от 80 до 100°С.

Предпочтительно также иметь возможность ограничить температуру внутренней части теплообменника до величины, сравнимой с первой средой, для того, чтобы, в частности, остановить циркуляцию, когда нет необходимости обогрева салона летательного аппарата. Это ограничение обеспечивается наличием тепловой защиты, комбинированной с циркуляцией воздуха, вызываемой «эффектом Коанда». Эта температура внутренней части теплообменника ограничена, примерно, до 250°С.

Напротив, может явиться необходимым продолжать циркуляцию первой среды при минимуме дебита, включая вариант, когда нет необходимости нагрева салона летательного аппарата для исключения слишком высокого повышения его температуры. В этом случае, таким образом, следует предусмотреть дополнительные устройства для отвода части тепла этой первой среды наружу, например, с помощью другого теплообменника, либо найти другое применение этому свободному теплу.

В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фиг. 1 изображает винтокрылый летательный аппарат, снабженный системой обогрева салона,

фиг. 2 изображает первый вариант выполнения устройства, которым оборудована эта система обогрева, и

фиг. 3 изображает второй вариант выполнения устройства, которым оборудована система обогрева.

На чертежах представлены различные элементы, обозначенные одинаковыми позициями.

Фиг. 1 изображает винтокрылый летательный аппарат 1, снабженный, в частности, салоном 2, турбинным двигателем 20, выхлопным трубопроводом 21 и системой обогрева 50. Эта система обогрева 50 содержит первую среду 14, циркулирующую в системе труб 53, средства обеспечения циркуляции 51 первой среды 14, обогревательный элемент 52 и тепловую систему 30, снабженную кольцевым теплообменником 10 и выхлопным трубопроводом 21. Эта первая среда 14 является теплопроводной средой, которая нагревается в кольцевом теплообменнике 10 и которая может также нагревать салон 2 летательного аппарата 1 с помощью обогревательного элемента 52.

Фиг. 2 и 3 представляет два варианта воплощения этой тепловой системы 30.

Независимо от варианта воплощения кольцевой теплообменник 10 размещен вокруг выхлопного трубопровода 21 летательного аппарата 1, в котором проходит вторая среда 15, образованная выхлопными газами турбинного двигателя 20. Этот выхлопной трубопровод 21 выполнен обычно, по существу, цилиндрической формы.

Кольцевой теплообменник 10 содержит оболочку 11, соединенную с системой трубопроводов 53 и в которой циркулирует первая среда 14, а также вход 12 и выход 13, через которые третья среда 25 входит и выходит из этого кольцевого теплообменника 10. Таким образом, наружная поверхность оболочки 11 образует поверхность теплообмена между первой средой 14 и третьей средой 25. Следовательно, между первой средой 14 и третьей средой 25 имеет место конвективный теплообмен. Этой средой 25 является воздух, окружающий летательный аппарат 1.

Кольцевой теплообменник 10 содержит также заднюю оболочку 17, ориентирующую окружающий воздух 25, выходящий через выход 13 теплообменника 10 к выхлопным газам 15, выходящим из отверстия 23 трубопровода 21. Форма этой задней оболочки 17 позволяет, чтобы выхлопные газы 15 вызывали явление привода окружающего воздуха 25 «эффектом Коанда». Вследствие этого окружающий воздух 25 поступает на выход 13 теплообменника 10 благодаря потоку выхлопных газов 15, выходящих из трубопровода 21 и создающих разрежение внутри теплообменника 10 и, следовательно, всасывание окружающего воздуха 25 на вход 12 теплообменника 10. Таким образом, осуществляется циркуляция окружающего воздуха 25 в теплообменник 10.

Задняя оболочка 17 должна находиться в контакте с периферийной частью потоков выхлопных газов 15 на выходе из трубопровода 21, как изображено на фиг. 2 и 3. Эта задняя оболочка 17 заходит, таким образом, за отверстие 23 теплопровода 21 для точной ориентации окружающего воздуха 25 к выхлопным газам 15. Эта задняя оболочка 17 имеет, таким образом, конвергентную форму для обеспечения контакта окружающего воздуха 25 с выхлопными газами 15. Таким образом, между окружающим воздухом 25 и выхлопными газами 15 появляется зона А смешивания.

Кроме того, выхлопные газы 15, циркулирующие в трубопроводе 21, являются очень горячими, порядка 700°С, и выходят из трубопровода 21 через отверстие 23. Как следствие, трубопровод 21 также является горячим. Следовательно, с одной стороны, может иметь место теплообмен излучением между трубопроводом 21 и первой средой 14 с помощью поверхности теплообмена оболочки 11, и, с другой стороны, путем конвекции между трубопроводом 21 и третьей средой 25.

Между тем, кольцевой теплообменник 10 снабжен нагревательной системой 50, и первая среда 14 питает нагревательный элемент 52. Температура этой первой среды 14 не должна быть чрезмерно высокой для того, чтобы, с одной стороны, не очень сильно нагревать салон 2 летательного аппарата 1 и, с другой стороны, чтобы температура в системе трубопроводов 53, в которой циркулирует первая среда 14, не была слишком высокой. Для этого кольцевой теплообменник 10 содержит тепловую защиту, расположенную, по меньшей мере, частично между трубопроводом 21 и кольцевым теплообменником 10. Теплообмены от трубопровода 21, будь то излучение или конвекция, могут, таким образом, быть ограничены. Эта тепловая защита содержит, по меньшей мере, тепловой экран 19, и может быть выполнена из материала типа металлической пены, например, из стали или из меди, а также из цилиндрических концентрических пластин, либо из сотовых структур, образованных, например, из нержавеющей стали, титана или графитных материалов.

Кроме того, кольцевой теплообменник 10 содержит три зоны 31, 32, 33. Входная зона 31 расположена непосредственно за входом 12 теплообменника 10 в направлении циркуляции окружающего воздуха 25 в теплообменнике 10, а выходная зона 33 расположена непосредственно перед выходом 13 из теплообменника 10. Центральная зона 32 расположена между входной 31 и выходной 33 зонами.

В соответствии с первым вариантом воплощения в тепловой системе 30, изображенной на фиг. 2, тепловая защита кольцевого теплообменника 10 образована тремя экранами 19а, 19b, 19 с. Первый тепловой экран 19а перекрывает три зоны 31, 32, 33, тогда как второй тепловой экран 19b закрывает только центральную 32 и выходную 33 зоны. Третий тепловой экран 19 с закрывает только выходную зону 33. Эти три тепловых экрана 19а, 19b, 19 с, образованные, например, из одного материала и имеющие одинаковую толщину, имеют одинаковую тепловую эффективность. Кроме того, оболочка 11, в которой циркулирует первая среда 14, расположена в трех зонах 31, 32, 33. Эта оболочка 11 имеет трубчатую форму и образована в виде одного или нескольких трубчатых змеевиков в кольцевом теплообменнике 10.

Так, во входной зоне 31 теплообменник 10 содержит единственный тепловой экран 19а. Как следствие, теплообмен трубопровода 21 является значительным, позволяющим нагреть, с одной стороны, путем излучения первую среду 14, циркулирующую в оболочке 11, и, с другой стороны, путем конвекции окружающий воздух 25, циркулирующий в теплообменнике 10. Напротив, окружающий воздух 25, входящий в теплообменник 10, имеет температуру, близкую к наружной температуре летательного аппарата 1, и не нагревает, таким образом, первую среду 14 путем конвекции.

Далее, в центральной зоне 32 теплообменник 10 содержит два тепловых экрана 19а, 19b. Следовательно, теплообмен трубопровода 21 является более слабым, чем во входной зоне 31. Он позволяет, однако, нагреть излучением первую среду 14 и конвекцией окружающий воздух 25, циркулирующий в теплообменнике 10. Более того, окружающий воздух 25, будучи нагретым во входной зоне 31, может нагревать и первую среду 14 конвекцией.

Наконец, в выходной зоне 33 теплообменник 10 содержит три тепловых экрана 19а, 19b и 19с. Как следствие, теплообмен трубопровода 21 еще более уменьшается по сравнению с входной 31 и центральной 32 зонами. Он, кроме того, может несколько нагревать излучением первую среду 14, а конвекцией - окружающий воздух 25, циркулирующий в теплообменнике 10, при этом первая среда 14 в основном нагрета конвекцией окружающего воздуха 25.

Таким образом, тепловая защита кольцевого теплообменника 10 в соответствии с первым вариантом воплощения имеет тепловую эффективность, которая увеличивается от входа 12 теплообменника 10 к его выходу 13.

В соответствии со вторым вариантом воплощения тепловой системы 30, изображенным на фиг. 3, во входной зоне 31 нет никакой защиты, тогда как тепловая защита кольцевого теплообменника 10 образована единым тепловым экраном 19 в центральной 32 и выходной 33 зонах. Кроме того, толщина этого теплового экрана уменьшается от центральной зоны 32 к выходной зоне 33, а оболочка 11, в которой циркулирует первая среда 14, расположена только в центральной 32 и выходной 33 зонах. Эта оболочка 11 образована одной или несколькими наложенными одна на другую пластинами. Кроме того, передняя оболочка 18 образует вход 12 теплообменника 10 и эту входную зону 31.

Таким образом, во входной зоне 31 циркулирует только наружный воздух 25. Вследствие этого, осуществляется теплообмен конвекцией между трубопроводом 21 и окружающим воздухом 25. Более того, теплообмен конвекцией является максимальным, и в этой входной зоне 31 отсутствует тепловая защита.

Далее, в центральной зоне 32 первая среда 14 циркулирует в оболочке 11, и окружающий воздух 25, нагретый во входной зоне 31, поступает в теплообменник 10. Следовательно, теплообмен, в основном, получают конвекцией между окружающим воздухом 25, нагретым во входной зоне 31, и первой средой 14, причем большая часть теплообмена останавливается тепловым экраном 19, толщина которого является значительной в центральной зоне 32. Тем не менее, теплообмен, с одной стороны, излучением между трубопроводом 21 и первой средой 14 и, с другой стороны, конвекцией между трубопроводом 21 и окружающим воздухом 25, тем не менее, происходит.

Наконец, в выходной зоне 33 конвекционный теплообмен между окружающим воздухом 25 и первой средой 14 уменьшается. Действительно, тепло, накопленное окружающим воздухом 25 во входной зоне 31, было большей частью передано первой среде 14 в центральную зону 32. Напротив, так как толщина теплового экрана 19 меньше в этой выходной зоне 33, теплообмен трубопровода 21 существенно увеличивается. Так, в этой выходной зоне 33 теплообмен происходит, в основном, от трубопровода 21, позволяющего, с одной стороны, нагреть излучением первую среду 14 и, с другой стороны, конвекцией окружающий воздух 25 и также меньшим образом конвекцией между окружающим воздухом 25 и первой средой 14.

Однако независимо от варианта воплощения тепловой системы 30 по изобретению, тепловая защита, ограничивающая теплообмен трубопровода 21 в теплообменнике 10, позволяет ограничить температуру первой среды 14 до температуры примерно от 80 до 100°С, когда она циркулирует в системе труб 53 при нагреве салона 2 летательного аппарата 1, при этом внутренняя часть этого теплообменника 10 имеет температуру порядка от 100 до 120°С.

Напротив, когда нет необходимости обогрева салона 2 летательного аппарата 1, циркуляция первой среды 14 может быть остановлена либо ее расход уменьшен, при этом температура внутренней части теплообменника 10 ограничивается, например, приблизительно 250°С благодаря наличию тепловой защиты. В этом случае, температура первой среды 14 может превышать ее рабочую температуру, которая составляет порядка от 80 до 100°С, как указано выше, однако без превышения максимально допустимой температуры для этой первой среды 14.

Разумеется, настоящее изобретение является объектом многочисленных вариаций при его использовании. Хотя несколько вариантов воплощения были описаны, понятно, что невозможно всесторонне определить все возможные варианты. Представляется, что можно заменить представленное устройство эквивалентным без выхода за рамки настоящего изобретения. В частности, количество тепловых экранов 19, представленных в двух описанных вариантах воплощения, не является ограничивающим, это количество тепловых экранов 19 может быть различным в зависимости от варианта воплощения изобретения.

Реферат

Изобретение относится к системам обогрева салона летательного аппарата. Система обогрева (50) салона (2) летательного аппарата (1) содержит кольцевой теплообменник (10), размещенный вокруг выхлопного трубопровода (21) турбинного двигателя (20) и в которой циркулирует теплоноситель (14) и окружающий воздух (25). Теплообменник (10) содержит заднюю оболочку, расположенную на выходе теплообменника (10) и ориентирующую окружающий воздух (25), выходящий из теплообменника (10), к выхлопным газам (15), выходящим из трубопровода (21) выхлопных газов. Выхлопные газы (15) обеспечивают циркуляцию окружающего воздуха (25) в теплообменнике посредством «эффекта Коанда». Окружающий воздух (25), циркулирующий в теплообменнике (10), нагревается, таким образом, конвекцией от трубопровода (21), и теплоноситель (14) нагревается с одной стороны излучением от трубопровода (21) и с другой стороны конвекцией между теплоносителем (14) и окружающим воздухом (25). Достигается уменьшение потерь мощности теплового двигателя. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Формула