控制循环回路中热传导流体温度的系统以及温度控制方法与流程

本发明涉及航空器领域，包括储存在低温储罐中的流体，例如为涡轮机供应的燃料。

背景技术：

1、众所周知，可以将流体(例如氢这样的燃料)以液态存储，以限制航空器储罐的总体尺寸和重量。例如，燃料储存在航空器上的低温储罐中，温度约为-253至-251℃(20至22开尔文)。

2、在此示例中，为了注入涡轮机的燃烧室，燃料必须经过调节，即加压和加热，以实现最佳燃烧。例如，需要进行调节，以降低涡轮机内循环的空气中含有的水蒸气结冰/固化的风险，特别是在涡轮机的燃料喷射器处。

3、参照图1，示出了调节系统scaa，该系统包括燃料回路cq，该燃料回路cq在入口处连接到低温储罐r，在出口处连接到涡轮机m的燃烧室。调节系统scaa包括一个机械泵p，用于驱动燃料流qc在燃料回路cq中从上游到下游流动。以已知的方式，航空器包括发动机隔间en-m(例如机舱)和储罐隔间en-r，该储罐隔间en-r与发动机隔间en-m分开并远离发动机隔间en-m。低温储罐r安装在储罐隔间en-r中,涡轮机m安装在发动机隔间en-m中。

4、调节系统scaa还包括温度控制系统，用于控制热传导流体f的温度101，该热传导流体f为燃料流qc添加热量以使其升温，以便以最佳温度和压力将其注入涡轮机m。

5、在现有技术中，温度控制系统101是已知的，例如在专利申请fr2005628a1中，也显示在图1中，该系统包括循环回路102，用于循环热传导流体f，以及机械再循环泵103，用于驱动热传导流体f在循环回路102中运动。在文件fr2005628a1中描述的控制系统101中，热传导流体f通过安装在组装隔间en-m中的循环回路102上的发动机热交换器104，从航空器上可用的热源cm(例如涡轮机m的润滑油产生的热量、涡轮机出口处的热量、喷嘴产生的热量)中提取热量。用于控制温度的温度控制系统101还包括储罐热交换器105，用于从传热流体f传递的热量中加热调节系统scaa的燃料流量qc。

6、实际上，发动机隔间en-m中存在的热源cm允许热传导流体f通过发动机热交换器104从第一温度t1升温到第二温度t2。然后，热传导流体f在循环回路102中以温度t2循环，直至热交换器105，以加热机械泵p出口处的燃料流qc，即在储罐隔间en-r中。在未表示的实施例中，专利fr2005628a1中描述的体系结构还包括安装在储罐隔间en-r中的热交换器，以再次使用储罐隔间en-r中存在的热源(例如离开机舱的空气或车载电气/电子部件的热废物)来加热热传导流体f。

7、然而，众所周知，在这样的控制系统101中，热传导流体f的温度不能超过预定的温度范围。实际上，热传导流体f在发动机隔间en-m出口处的温度t2必须低于最高运行温度tmax，以便能够将热传导流体f尽可能靠近储罐r，而不会损坏循环回路102通过的航空器结构，例如航空器的机翼。此外，热传导流体f在发动机隔间en-m入口处的温度t1必须高于最低运行温度tmin，以避免发动机热交换器104中的热源cm结冰的风险。换言之，循环回路102的温度控制受到高度限制。

8、为了限制离开发动机热交换器104的热传导流体f的最高温度，已知需要增加热传导流体f在循环回路102中的流速，这具有许多缺点。这是因为循环回路102的管道非常沉重和笨重，这在航空器上是不可取的。此外，热交换器的气热性能受到限制，这增加了热交换器中的分布故障。机械泵还必须以更高的流量运行，从而增加其电力消耗。

9、因此，该发明旨在通过提出一种新的温度控制系统来控制循环回路中热传导流体的温度，从而消除至少其中一些缺点，从而实现高效可靠的加热，而不会限制热传导流体的温度范围。

技术实现思路

1、本发明涉及一种温度控制系统，用于控制热传导流体的温度，所述热传导流体构造成将热量传递至待加热的流体，待加热的流体来自低温储罐，其中所述待加热的流体在初始温度下储存，并构造成通过流体回路输送至发动机，所述低温储罐安装在储罐隔间内，所述发动机安装在与储罐隔间分开的发动机隔间内，所述储罐隔间构造成在低于最高运行温度的温度下运行，所述发动机隔间构造成在高于最低运行温度的温度下运行，所述控制系统包括：

2、·循环回路，其用于循环热传导流体，该循环回路在储罐隔间和发动机隔间中延伸，循环回路包括:

3、·在发动机入口点和发动机出口点之间的发动机隔间中延伸的发动机支流，热传导流体在发动机入口点和发动机出口点之间从上游向下游循环，热传导流体在发动机入口点具有第一温度，该第一温度高于发动机隔间的最低运行温度，

4、·在储罐隔间中储罐入口点和储罐出口点之间延伸的储罐支流，热传导流体在储罐入口点和储罐出口点之间从上游循环到下游，发动机出口点与储罐入口点流体连接，储罐出口点与发动机入口点流体连接，

5、·至少一个安装在发动机支流上的第一发动机热交换器，其构造成由热量将热传导流体加热到比第一温度更高的第二温度，所述热量由发动机隔间中至少一种可用热流体传递，第二温度高于储罐隔间的最高运行温度，

6、·至少一个安装在储罐支流上的第一储罐交换器，其构造成将热传导流体加热的流体加热到初级温度，

7、·至少一个安装在发动机支流上的第二发动机交换器，其构造成将热传导流体中待加热的流体加热到高于初级温度的次级温度，

8、·至少一个机械泵，其构造成在循环回路中循环热传导流体，以便:

9、·在第二发动机交换器中，将热传导流体的第一部分热量转移到待加热的流体，并将热传导流体冷却到比第二温度低的第三温度，第三温度低于最高运行温度，以便将第一发动机交换器中的热传导流体加热到高于最高运行温度的温度，并在第二发动机交换器中将所述加热到高于最高运行温度的温度降低到最高运行温度以下，然后热传导流体离开发动机隔间并进入储罐隔间，

10、·在第一储罐交换器中，将热传导流体的第二部分热量转移到待加热的流体，并将热传导流体冷却到低于第三温度的第四温度，以便将待加热的流体加热到第二温度，以便在流体离开储罐隔间之前将其加热。

11、根据本发明的控制系统允许热传导流体被第一发动机交换器加热到高于最高运行温度的温度，这意味着热传导流体在循环回路中的循环流量速率不会增加。有限流量速率的优点是，它减少了循环回路中管道的质量和整体尺寸，因为它不需要加固以承受特别高的流速。流量速率限制还可以优化安装在循环回路上的热交换器的气热性能，从而限制热交换器中流体分布故障的风险。此外，机械泵不需要以特别高的流量运行，从而可以减少磨损和电力消耗。

12、根据本发明的控制系统还允许待加热的流体分两个阶段加热。在第一阶段，待加热的流体在第一储罐交换器中加热到初级温度，从而确保在回路实施中实现简单性和安全性之间的最佳折衷。在第二阶段，待加热的流体在第二发动机热交换器中加热到足够高的次级温度，以便将燃料注入涡轮机以供应它。

13、在一个实施例中，控制系统包括至少一个安装在储罐支流上的第二储罐交换器，第二储罐交换器构造成通过储罐隔间中至少一种可用热流体传递的热量来加热热传导流体。在第一实施例中，第二储罐交换器构造成安装在第一储罐交换器的下游，然后将第二储罐交换器构造成将热传导流体从第四温度加热到第一温度。因此，热传导流体可以在第一储罐交换器中得到更大程度的冷却，从而将更多的热量转移到燃料流中。这进一步降低了热传导流体的流速。在第二实施例中，第二储罐交换器构造成安装在第一储罐交换器的上游。这样的第二储罐交换器可以利用航空器上可用的热量，从而限制例如涡轮机器中热交换器的尺寸和整体尺寸。

14、在此实施例中，第一储罐交换器出口处热传导流体的第四温度在-123℃(150k)和2℃(275k)之间，允许第一储罐交换器中的热传导流体温度局部降低到最低运行温度，然后加热。这进一步降低了热传导流体的流速。

15、在第二实施例中，第一储罐交换器出口处热传导流体的第四温度在2℃(275k)和77℃(350k)之间。因此，当热传导流体进入带有热源的热交换器时，其温度高于2℃(275k)，从而限制了热源在热交换器中结冰的风险。

16、优选地，第一发动机交换器出口处热传导流体的第二温度在227℃(500k)和377℃(650k)之间，这允许减少热传导流体的流速，从而允许使用重量更轻、体积更小的管道。因此，热传导流体可以加热到高于最高运行温度的温度，即227°c(500k)，因为它将首先在发动机隔间中向燃料流传递热量。

17、在一种优选实施例中，第二发动机交换器出口处热传导流体的第三温度在77℃(350k)和227℃(500k)之间。因此，热传导流体的温度低于离开发动机隔间时的最高运行温度。这允许热传导流体在发动机隔间和储罐隔间之间循环，例如在航空器的结构(例如机翼)中，没有任何损坏的风险。此外，流体不需要在特殊的管道中运输以承受高温，这种特殊的管道会非常重，笨重和/或昂贵。

18、在一个实施例中，第二发动机交换器出口处热传导流体的第三温度低于202℃(475k)，优选低于177℃(450k)。这样的温度意味着可以使用铝管道代替现有技术中的不锈钢管道，从而显著减轻重量。

19、在一个实施例中，控制系统包括安装在第二发动机交换器和第一储罐交换器之间的循环回路上的可控阀，以便将热传导流体的第一部分引导到第一储罐交换器和发动机隔间，并将热传导流体的第二部分引导到第一发动机交换器，以便允许较低的热传导流体流速流向发动机隔间。这种类型的可控阀可以调节回路，同时保持从发动机源中最佳提取热量。

20、在一个实施例中，控制系统包括安装在发动机支流上的蓄热式热交换器，该蓄热式热交换器构造成通过第一发动机热交换器下游的热传导流体来加热第一发动机热交换器上游的热传导流体。得益于这种类型的蓄热式热交换器，热传导流体可以在第一储罐交换器出口处冷却到低于最低运行温度的温度，而不会出现第一发动机交换器中热源结冰的风险。第一储罐交换器中的更大冷却允许热传导流体将更多热量传递给待加热的流体(在热传导流体的等同(iso)流速下)，从而允许流体在更大程度上被加热，同时限制系统的电力消耗。

21、本发明还涉及一种燃料调节系统，其构造成从低温储罐向航空器涡轮机提供燃料，调节系统延伸至储罐隔间和发动机隔间，低温储罐安装在储罐隔间中，涡轮机安装在发动机隔间中，调节系统包括:

22、·燃料回路，其在入口处连接到低温储罐，在出口处连接到涡轮机，燃料流在燃料回路中从上游循环到下游，

23、·至少一个机械泵，其构造成将低温储罐的燃料流在燃料回路的上游和下游循环，以及

24、·温度控制系统，其用于控制上述温度。

25、在一种优选的实施例中，第一储罐交换器出口处燃料流的初级温度在-173℃(100k)和-73℃(200k)之间，这可以确保燃料在第一储罐交换器出口处处于气态，从而限制使用具有特殊隔热性能的特定管道，该特定管道会更重、更笨重。

26、优选地，第二发动机热交换器出口处燃料流的次级温度在-73℃(200k)和27℃(300k)之间，对应于涡轮机燃烧室中的燃料喷射温度，这可以限制安装在燃烧室中的喷油器结冰的风险。

27、本发明还涉及一种航空器，该航空器包括上述低温储罐、涡轮机和调节系统。

28、最后，本发明涉及一种通过上述控制系统控制热传导流体温度的方法，该方法包括以下步骤:

29、·在第一发动机交换器中，将发动机隔间中的热传导流体加热到高于储罐隔间最高运行温度的第二温度，

30、·在第二发动机交换器中，将发动机隔间中的热传导流体冷却到低于最高运行温度的第三温度，

31、·将热传导流体输送到储罐隔间。

32、本发明还涉及一种温度控制系统，用于控制热传导流体的温度，该热传导流体构造成将热量传递给待加热的流体，待加热的流体来自低温储罐，其中待加热的流体在初始温度下储存，并构造成通过流体回路输送到发动机，低温储罐安装在储罐隔间中，发动机安装在与储罐隔间分离的发动机隔间中，控制系统包括:

33、·延伸至储罐隔间和发动机隔间的热传导流体循环回路，循环回路包括:

34、·在发动机入口点和发动机出口点之间的发动机隔间中延伸的发动机支流，热传导流体在发动机入口点和发动机出口点之间从上游向下游循环，热传导流体在发动机入口点处具有第一温度，

35、·在储罐入口点和储罐出口点之间的储罐隔间中延伸的储罐支流，热传导流体在储罐入口点和储罐出口点之间从上游循环到下游，发动机出口点与储罐入口点流体连接，储罐出口点与发动机入口点流体连接，

36、·至少一个机械泵，其构造成在循环回路中循环热传导流体，

37、·至少一个安装在发动机支流上的第一发动机热交换器，构造成由热量将热传导流体加热到高于第一温度的第三温度，所述热量由发动机隔间中至少一种可用的热流体传递，第三温度高于最高运行温度，

38、·至少一个安装在储罐支流上的第一储罐交换器，构造成将热传导流体传递的热量加热到初级温度的流体，

39、·至少一个安装在发动机支流上的蓄热式热交换器，蓄热式热交换器构造成将热传导流体加热至高于第一温度且低于第三温度的第二温度，第二温度高于最低运行温度，蓄热式热交换器构造成将热量从在第三温度下在第一发动机交换器下游循环的热传导流体转移到在第一温度下在第一发动机交换器上游循环的热传导流体，以便允许热传导流体在第一发动机交换器中被加热至高于最高运行温度的温度并且在离开发动机隔间之前被冷却至低于最低运行温度的温度。

40、上述控制系统允许热传导流体以低于最低运行温度的温度进入发动机隔间。更大的冷却允许热传导流体将更多的热量传递到第一储罐交换器中待加热的流体，从而使流体在更大程度上被加热。由于热传导流体在进入第一发动机热交换器之前由蓄热式热交换器有利地加热，因此循环回路不会对第一发动机热交换器中的热源产生任何结冰风险。

41、有利的是，热传导流体也可以由第一发动机交换器加热到高于最高运行温度的温度，这意味着通过第一发动机交换器的热传导流体流量不会增加。有限流量的优点是，它可以减少循环回路中管道的质量和整体尺寸，因为它不需要加固以承受特别高的流速。有限的流量还可以优化安装在循环回路上的热交换器的气热性能，从而限制热交换器中流体分布故障的风险。此外，机械泵不需要以特别高的流量运行，从而可以减少磨损和电力消耗。

技术特征：

1.一种燃料调节系统(sc)，其构造成从低温储罐(r)向航空器涡轮机(m)供应燃料，其中所述燃料在初始温度(ti)下存储，所述调节系统(sc)延伸在储罐隔间(en-r)和不同于所述储罐隔间(en-r)的发动机隔间(en-m)中，所述低温储罐(r)安装在储罐隔间(en-r)中以及所述涡轮机(m)安装在发动机隔间(en-m)中，所述储罐隔间(en-r)构造成在低于最高运行温度(tmax)的温度下运行，所述发动机隔间(en-m)构造成在高于最低运行温度(tmin)的温度下运行，所述调节系统(sc)包括：

2.根据权利要求1所述的调节系统(sc)，其中所述控制系统(1)包括至少一个第二储罐交换器(52)，其安装在储罐支流(22)上，所述第二储罐交换器(52)构造成由热量来加热所述热传导流体(f)，所述热量通过储罐隔间(en-r)中可用的至少一种热流体(cr)传递。

3.根据权利要求2所述的调节系统(sc)，其中在所述第一储罐交换器(51)出口处的热传导流体(f)的第四温度(t4)在-123℃(150k)和2℃(275k)之间。

4.根据权利要求1所述的调节系统(sc)，其中在所述第一储罐交换器(51)出口处的热传导流体(f)的第四温度(t4)在在2℃(275k)和77℃(350k)之间。

5.根据权利要求1至4之一所述的调节系统(sc)，其中在所述第一发动机交换器(41)出口处的热传导流体(f)的第二温度(t2)在227℃(500k)和377℃(650k)之间。

6.根据权利要求1至5之一所述的调节系统(sc)，其中在所述第二发动机交换器(42)出口处的热传导流体(f)的第三温度(t3)在77℃(350k)和227℃(500k)之间。

7.根据权利要求6所述的调节系统(sc)，其中在所述第二发动机交换器(42)出口处的热传导流体(f)的第三温度(t3)小于202℃(475k)、优选地小于177°c(450k)。

8.根据权利要求1至7之一所述的调节系统(sc)，其中所述控制系统(1)包括安装在所述第二发动机交换器(42)和所述第一储罐交换器(51)之间的循环回路(2)上的可控阀(6)，以便将热传导流体的第一部分(f1)引向所述第一储罐交换器(51)和引向所述发动机隔间(en-m)，并将热传导流体的第二部分(f2)引向所述第一发动机交换器(41)，以便允许流动速率较低的热传导流体(f)引向发动机隔间(en-m)。

9.根据权利要求1至8之一所述的调节系统(sc)，其中所述控制系统(1)包含蓄热式热交换器(exr)，其安装在发动机支流(21)上，所述蓄热式热交换器(exr)构造成通过第一发动机交换器(41)下游的热传导流体(f)来加热第一发动机交换器(41)上游的热传导流体(f)。

10.根据权利要求1至9之一所述的调节系统(sc)，其中在所述第一储罐交换器(51)出口处的燃料流(qc)的初级温度(tp)在-173℃(100k)和-73℃(200k)之间。

11.根据权利要求1至10之一所述的调节系统(sc)，其中在所述第二发动机交换器(42)出口处的燃料流(qc)的次级温度(ts)在-73℃(200k)和27℃(300k)之间。

12.一种航空器，其包括低温储罐(r)、涡轮机(m)和根据权利要求1至11之一所述的调节系统(sc)。

13.一种用于通过根据权利要求1至11之一所述的调节系统(sc)的控制系统(1)控制热传导流体(f)的温度的方法，所述方法包括由以下各项组成的步骤:

技术总结
本发明涉及一种用于控制热传导流体(F)的温度的系统(1)，其构造成将热量传递至源自低温储罐(R)的待加热的流体(Q)，该控制系统(1)包括：用于循环热传导流体(F)的回路(2)，其包括发动机支流(21)和储罐支流(22)；第一发动机热交换器(41)，其构造成将热传导流体(F)加热至高于最高运行温度(Tmax)的第二温度(T2)；机械泵(3)，其构造成在循环回路(2)中循环热传导流体(F)，使得在第二发动机热交换器(42)中，第一部分热从热传导流体(F)传递至待加热的流体(Q)，并且热传导流体(F)在其离开发动机隔间(EN‑M)之前冷却至低于最高运行温度(Tmax)的第三温度(T3)。

技术研发人员：S·马卢夫,A·卡于扎克,N·C·帕尔芒捷
受保护的技术使用者：赛峰集团
技术研发日：
技术公布日：2024/12/5