涡轮发动机推进单元的流体冷却装置

摘要

本发明涉及一种桨扇式飞行器推进器的流体冷却装置(1)，包括涡轮发动机(8)的空气压缩机的压缩空气入口(11)，可将抽吸的压缩空气输送至冷却器(14)的空气通道(13)，及将润滑剂的热量传递到冷却器的装置，所述冷却器(14)包括矩阵体(15)，该矩阵体配置有多个容纳冷却剂的管道(20)，所述管道(20)从称为内表面的第一表面(17)延伸至矩阵体(15)的称为外表面的第二表面(16)，这样抽吸的压缩空气可作为冷却剂通过矩阵体(15)，冷却器(14)的矩阵体(15)形成推进器的外蒙皮(6)的一部分；以及从外表面(16)延伸至推进器外部的翅片(18)组，当飞行器飞行时，该翅片组取向为基本平行于气流方向(X)的方向。

主权项

一种桨扇式飞行器推进器的流体冷却装置，所述推进器包括驱动至少一个旋翼旋转的涡轮发动机(8)，所述涡轮发动机(8)由空气入口(7)提供外部空气，所述涡轮发动机(8)包括具有至少两级的压缩机，该压缩机工作中使润滑剂增温，其特征在于，所述流体冷却装置包括压缩空气入口(11)，能将压缩空气输送至体积冷却器/表面冷却器(14)的气体通道(13)，和将润滑剂的热量引导至体积冷却器/表面冷却器(14)的装置；所述冷却器(14)包括：矩阵体(15)，所述矩阵体(15)配设有多个冷却剂管道(20)，所述管道(20)从称为内表面的第一表面(17)延伸至称为外表面的第二表面(16)，所述矩阵体(15)形成为使得压缩空气能够从中穿过并起到冷却剂的作用；翅片(18)的组，所述翅片组从所述矩阵体(15)的外表面(16)延伸至推进器外部，在飞行器处于飞行中时，所述翅片组取向为基本平行于空气流(X)的方向。