CN109642501A - 带冷却器的风扇壳组件 - Google Patents

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Abstract

一种风扇壳组件、连接组件和用于移动风扇壳冷却器的方法。用于涡轮发动机的风扇壳组件可包括具有周向壁的环形风扇壳，该周向壁具有限定穿过壳的流径。风扇壳冷却器可沿周向壁安装，以便面对流径内的冷却流体流，以便冷却穿过风扇壳冷却器的流体。

Description

带冷却器的风扇壳组件
技术领域
本公开涉及涡轮发动机，并且更具体地，涉及风扇壳组件。
背景技术
飞行器中使用的当代发动机产生相当大量的热量，其必须以一种方式或另一方式传递远离发动机。热交换器提供将热传递远离此类发动机的方式。例如，热交换器可绕着发动机的部分布置成环。
油可用于从发动机构件，如发动机轴承、发电机等耗散热。热典型地通过空气冷却式油冷却器，以及更具体地，表面空气冷却式油冷却器***从油传递至空气，以将油温保持在从约100oF到300oF的期望范围处。在许多情况下，环境可低至-65oF。
如表面空气冷却式油冷却器的热交换器可放置在涡轮喷气发动机风扇壳中，使用旁通空气来通过强制对流移除润滑油能量。冷却器可包括多个翅片，通过该多个翅片实现强制对流。翅片几何形状和关于气流速度的高度是用于能量传递的至关重要参数，并且针对最大发动机负载确定尺寸。在非峰值要求条件期间，冷却器在热方面尺寸过大，并且不优化成最小化空气动力学阻力。
发明内容
在一方面中，本公开涉及一种风扇壳组件，其包括环形风扇壳，该环形风扇壳具有限定纵轴线的周向壁和沿纵轴线延伸的流径。风扇壳冷却器包括面对周向壁的第一表面，并且具有与第二端间隔的第一端，具有相对的前边缘和后边缘。连接组件将风扇壳冷却器安装于环形风扇壳。连接组件包括至少一个热敏连接器，该至少一个热敏连接器构造成响应于热条件的变化将风扇壳冷却器被动地定位到流径中。
在另一方面中，本公开涉及一种用于将风扇壳冷却器安装于环形壳的连接组件。连接组件包括至少一个热敏连接器，其构造成响应于热条件的变化而改变形状。
在又一方面中，本公开涉及一种在由飞行器发动机的风扇壳组件限定的环形通路内移动风扇壳冷却器的方法，其包括当达到第一参考温度时将风扇壳冷却器被动地定位在环形通路中。被动定位包括热敏连接器可操作地联接于风扇壳冷却器，响应于热条件的变化而改变形状。
附图说明
在附图中：
图1是根据本发明的实施例的涡轮发动机组件的示意性局部剖视图，该涡轮发动机组件具有沿环形风扇壳的代表性翅片式冷却器。
图2是根据本发明的实施例的图1的分区段翅片式冷却器的透视图。
图3A是根据本发明的实施例的图1的冷却器的示意性侧视图，其中热敏连接器处于第一位置。
图3B是根据本发明的实施例的处于第二位置的图3A的冷却器的示意性侧视图。
图4A是根据本发明的实施例的处于第一位置的图1的冷却器的示意性侧视图，该冷却器具有沿径向方向延伸的热敏连接器。
图4B是根据本发明的实施例的处于第二位置的图4A的冷却器的侧视图。
图4C是图4B的冷却器的透视图，示出呈周向布置的两个热敏连接器。
图5A是根据本发明的实施例的图1的冷却器的侧视图，该冷却器具有在第一位置的沿切线方向延伸的热敏连接器。
图5B是根据本发明的实施例的处于第二位置的图5A的冷却器的侧视图。
图5C是图5B的冷却器的透视图，其更好地示出处于第二位置的热敏连接器的形状。
具体实施方式
本文中公开的实施例涉及风扇壳冷却器，如表面空气冷却式油冷却器，并且更具体地涉及如飞行器发动机的发动机中的可被动定位表面冷却器。示例性表面冷却器可用于提供有效的冷却。此外，如本文中所用的用语"表面冷却器"可与用语"热交换器"互换使用。如本文中使用的，表面冷却器适用于各种类型的应用，如但不限于涡轮喷气发动机、涡扇、涡轮推进发动机、飞行器发动机、燃气涡轮、蒸汽涡轮、风力涡轮和水力涡轮。
当前的表面冷却器是静态结构，典型地延伸到气流路径中以借助于强制对流从表面冷却器传递热。表面冷却器可包括一组翅片，其延伸到气流路径中以面对气流。关于气流速度的翅片几何形状对于确定和最大化能量传递而言是至关重要的。翅片针对峰值要求条件期间的最大发动机负载条件确定尺寸。在非峰值条件期间，表面冷却器和翅片尺寸过大，造成不必要的空气动力学阻力，导致由发动机的增加特定燃料消耗。因此，存在如下需求：在峰值要求条件期间由表面冷却器适应性地平衡冷却性能和阻力，以便改进特定燃料消耗同时保持足够的能量传递。
本公开的方面具有改进的设计，其导致优化的发动机冷却，同时减小阻力以改进特定的燃料消耗。在表面冷却器可构造用于在飞行器发动机的油冷却***中使用时，图1提供描述本发明的实施例可用于其中的环境的简要说明。更确切地说，图1示出具有纵轴线12的示例性涡轮发动机组件10。可沿纵轴线12限定流径14。涡轮发动机16、风扇组件18和机舱20可包括在涡轮发动机组件10中。涡轮发动机16可包括发动机芯部22，其具有(多个)压缩机24、燃烧区段26、(多个)涡轮28和排气装置30。内罩32沿径向包绕发动机芯部22。
为清楚起见，切除机舱20的部分。机舱20包绕包括内罩32的涡轮发动机16。以该方式，机舱20形成沿径向包绕内罩32的外罩34。外罩34与内罩32间隔，以在内罩32和外罩34之间形成环形通路36。环形通路36表征、形成或以其它方式限定喷嘴和大体上从前到后的旁通气流路径。具有环形前壳40和后壳42的带周向壁43的环形风扇壳组件38可形成由机舱20形成的外罩34的部分，或者可经由支柱(未示出)从机舱20的部分悬挂。
在操作中，空气沿流径14流过风扇组件18，并且分离成气流的第一部分44和气流的第二部分46。气流的第一部分44引导通过(多个)压缩机24，其中气流进一步压缩并输送到燃烧区段26。来自燃烧区段26的热燃烧产物(未示出)用于驱动(多个)涡轮28并因此产生发动机推力。环形通路36用于使从风扇组件18排出的气流的第二部分气流46围绕发动机芯部22绕过。
涡轮发动机组件10可造成独特的热管理挑战，并且热交换器***或表面空气冷却式油冷却器(如风扇壳冷却器50)可附接于涡轮发动机组件10以帮助热耗散。冷却器50包括面对周向壁43的第一表面52(图2)和面对环形通路36的第二表面54。冷却器50还包括与第二端58间隔的第一端56，以及相对的前边缘60和后边缘62。在示例性实施例中，冷却器50可以可操作地联接于风扇壳组件38，其形成外罩34的内部部分。冷却器50可为任何合适的冷却器或热交换器，包括空气冷却式油冷却器。虽然冷却器50示为在后壳42附近，但应当理解，冷却器50可沿风扇壳组件38定位在任何地方。还设想，冷却器50可沿外罩34的内部或内罩32的外部定位在任何地方，以面对穿过环形通路36的气流48的第二部分。因此，冷却器50可沿由罩32,34限定的环形通路36在任何位置处联接于发动机组件10。
图2示出冷却器50的一个示例性实施例。冷却器50包括连接组件70。连接组件70构造成将冷却器50安装于环形风扇壳组件38(图1)。连接组件70包括至少一个热敏连接器72。例如，热敏连接器72可包括将环形风扇壳组件38联接于冷却器50的托架74。应当认识到，托架74仅是一个示例性热敏连接器72，并且本发明不应限于如示出的托架74，而是适用于将冷却器50联接于风扇壳组件38的任何热敏连接器72。
托架74可包括本体76。本体76可包括一组或多组层，如金属层78。虽然示出金属层78是单独的元件，但是应当认识到，金属层78可为集成的。在非限制性实例中，金属层78可包括镍钛(Ni-Ti)形状记忆箔，或者可包括铝或铝碳化硅(AlSiC)层，或它们的任何组合。在非限制性实例中，金属层78可通过添加制造，如超声添加制造(UAM)或添加金属沉积形成，以将层连结于彼此。任何足够的金属连结过程可用于层压层，以便生产整体层压复合金属板以形成金属层78。
经由非限制性实例，托架74示出为包括下板80和上板82。经由非限制性实例，一组紧固件83可将冷却器50在本体76的端部56,58处或在下板80的端部处安装于后壳组件38(图1)。中间区段84可将上板82联接于下板80。下板80和上板82可与中间区段84集成地形成，或者可在中间区段84处联接于彼此。上板80和下板82还可包括一个或多个金属层78，如Ni-Ti、AlSiC或任何其它形状记忆箔或金属，类似于托架74的金属层。
板80,82可具有多个单独的板，它们组合成形成板80,82，包括复合金属板，其具有多层材料以形成板80,82。还可利用定制的金属材料带。板80,82可至少部分地由热敏材料制成，使得板80,82可基于热条件的变化(如温度的升高或降低)而至少部分地变形。在一个实例中，板可为双金属或形状记忆合金板。在此类实例下，双金属(或形状记忆合金)板的热活化可通过适当的热膨胀材料系数选择和直接连结的铝合金和铝金属基复合材料(MMC)、铝碳化硅板(AlSiC)的尺寸确定来调节。例如，下板80包括能够变形和重新形成的导热可延展层100，以及沿可延展层100的长度延伸的可热致动的MMC层102，其关于温度变化而变形。上板82可包括可延展层100，具有针对第二板82的部分延伸的不连续MMC层102。在形成第二板时，不连续的MMC层102可层压在第二板82的顶部或底部上，以便特别地确定第二板82的几何变化。关于分立的MMC层102，第二板82可基于温度的变化局部地改变形状，同时在没有MMC层102的区域处保持第二板82的形状。
超声添加制造(UAM)或其它备选金属连结/沉积过程可用于层压不相似材料以产生整体层压复合金属板以形成板80,82。不相似的材料可包括可延展层100和MMC层102，它们由第一材料和第二材料组成。第一材料和第二材料可包括但不限于作为可延展层100的高强度铝合金和作为MMC层102的AlSiC。可利用任何合适的材料，并且此类材料选择产生温度依赖的内部差异应变。在以上材料实例中，双金属层由铝合金层和AlSiC层形成。AlSiC内的碳化硅(SiC)的体积分数百分比可改变成调节热膨胀系数(CTE)。取决于SiC的百分比，AlSiC的CTE可从7ppm/C变化至20ppm/C，同时设想从5至35ppm/C的附加百分比和材料。此类设计可引起板80,82关于局部条件(和更具体地，温度)变化的致动或变形。此外，二元和三元Ni-Ti形状记忆箔可作为附加的热致动材料并入或与MMC箔结合。这些合金设计成在特定的可调温度处激活和改变形状。此类形状可特别基于例如遍及板80,82的SiC或其它形状记忆合金材料的局部百分比的调整而产生。另外，可利用其它金属合金和敏捷金属材料带。
所使用的合金和敏捷金属可添加制造，如使用UAM过程或添加电铸，提供低质量以及优化冷却器50的最大冷却。此外，使用现场机加工、分层超声波焊接和二次激光焊接的组合，复杂的3D打印运动特征的添加为可能的。
一个或多个垫86可定位在与中间区段84间隔的下板80和上板82之间。垫86可由导热弹性体材料制成，或者可由例如编织金属、'橡胶'网制成。垫86容许板80,82的挠曲、膨胀或收缩，同时容许热传递。为了改进托架对变化的热负载条件的热响应，瞬态延迟可利用添加高温导热弹性体或编织线网垫86来改进。当这些垫86在非峰值负载条件期间压缩时，它们用作减振材料。
冷却器50还可包括内部引导的歧管88。歧管88示出为与上板82间隔，与下板80相对。附加垫86可定位在歧管88和上板82之间，以使歧管88与上板82间隔。多个通道90可包括在歧管88中，容许油或其它流体流过歧管88。多个翅片92可包括在歧管88上，沿与上板82相反的方向延伸，以便进入环形通路36(图1)。翅片92在相邻的翅片92之间限定凹槽94，容许一定体积的空气或流体在翅片92之间经过。一组安装导轨96设置在上板82的端部上，用于支承歧管88。附加的导热顺从对接垫86可设置在导轨96和歧管88之间，用于使歧管88的端部处的振动力衰减。
现在参照图3A和3B，分别示出在第一位置和第二位置的典型冷却器50的侧视图。参照图3A，冷却器50可包括两个附接点，用于将托架74安装于冷却器50。第一后点110和第二前点112可限定托架74和冷却器50之间的对接部114。对接部114可包括铰链116。例如，铰链116可提供托架74和歧管88之间的对接部114的枢转移动。
图3A和3B可包括作为图2中所示的备选的紧固件83。更确切地说，紧固件83可包括固定紧固件118和可移动紧固件120。固定紧固件118可将托架74附于风扇壳组件38(图1)，而可移动紧固件120可提供托架74关于风扇壳组件38的移动。例如，此类移动可为利用一个或多个轴承122的滑动移动。可移动紧固件120的滑动移动容许冷却器50在第一位置和第二位置之间致动。
在图3A所示的第一位置，作为气流46的部分的冷却气流124可进入翅片92，以向流体(如油)流提供冷却，该流体穿过通道90，并将热传递至翅片92，用于由冷却气流124通过对流的移除。在第一位置，翅片92呈轴向布置。在此类布置中，冷却气流124首先穿过前翅片组92，接着干扰经过至任何后翅片92的冷却气流124。就此而言，后翅片92的冷却效力降低。
现在参照图3B，冷却器50平移到第二位置。在第二位置，下板80和上板82基于热条件平移和旋转。更确切地说，阈值温度被满足，引起热敏连接器72响应于温度的升高而将冷却器50被动地定位到流径中。例如，在峰值发动机操作期间，润滑油变热，并经过至冷却器50用于冷却。提高温度的油经过至托架74，引起温度升高，这引起MMC层压层102变形。
更确切地说，在第二位置，板80,82在暴露于热条件之后具有改变的形状或轮廓，如具有弧形或曲线形状的外轮廓。第一位置(图3A)和第二位置(图3B)之间的差异可由下板80的最大偏转δ和上板82的冲角α表示。最大偏转δ可将径向高度130限定为下板80的最大径向平移。径向高度130和最大偏转δ可使冷却器50和翅片92进一步平移进入穿过环形通路36(图1)的气流46，其中冷却器50可暴露于气流46的较大部分。可移动紧固件120可容许下板80关于其所安装的风扇壳组件38的表面平移。温度致动材料或MMC 102的不连续层形成具有拐点132的曲率。此类曲率可使上板82以冲角α定向。在一个非限制性实例中，冲角α可在0度和10度之间，并且对于典型的安装托架可为5度。冲角α可针对上板82提供成角定向，以使布置的翅片92以不同的径向长度定向，以面对较大面积和体积的冷却气流124。就此而言，冷却器50的冷却效力提高。
应当认识到，当冷却器50处于第二位置时，与由在第一位置(图3A)的冷却器50引起的空气动力学阻力相比，由冷却器50引起的空气动力学阻力增加。在不再满足如热温度阈值的热条件之后，如图3B所示的在第二位置的冷却器50返回到如图3A所示的在第一位置的冷却器50。就此而言，当需要较少的冷却以最大化燃料效率时，热条件可用于平衡冷却器50的冷却需求同时使阻力最小化。因此，热敏连接器72可基于热条件被动地平移和旋转，以便平衡冷却需求和最小化的空气动力学阻力。例如，板80,82可定制成使冷却器50在特定温度(如更高或最大需求温度，如对于油冷却而言大于200华氏度)下平移和旋转，同时在较低需求条件(如在非限制性实例中，小于190华氏度)期间保持在初始位置。
可使用简单的可变或均匀截面悬臂板等式和有限元分析模拟来近似地确定热敏连接器72的热条件和平移。用于双金属板的闭合形式热应变解决方案最初用于接近热致动偏转。在一个非限制性实例中，曲率半径可由可变截面悬臂梁等式，如等式(1)表示：
(1)
并且旋转角可由等式(2)表示：
(2)
其中ρ是曲率半径，t是致动板80,84的总厚度，m是第一材料与第二材料的厚度比，n是两种材料之间的弹性模量比，α2是第二热膨胀系数，α1是第一热膨胀系数，T h 是热温度，T c 是冷温度，θ是旋转角，并且L是致动构件的长度。因此，在确定曲率半径ρ和旋转角θ时，最大偏转δ和冲角α可基于确定板80,82的旋转角θ使用等式(2)确定。另外，在一个实例中，旋转角θ，和最大偏转δ和冲角α可基于AlSiC层内的SiC量来调节。
现在参照图4A和4B，分别示出处于第一位置和第二位置的另一示例性非弯曲面板冷却器150。图4A和4B的冷却器150可基本上类似于图3A和3B的冷却器50。就此而言，类似的标记将用于识别值增加100的类似元件。
参照图4A，托架174可包括下板180和上板182。歧管188可包括与歧管188集成的一对对接部214。对接部214可提供用于将面板冷却器150联接于托架174的区域。此外，对接部214可由柔性材料制成，以在托架174的致动期间促进冷却器150的旋转和平移变形。在一个非限制性实例中，上板182可联接于对接部214，如通过焊接。歧管188还可包括设置在成组翅片192之间的凹槽234。在一个实例中，凹槽234可关于纵轴线或发动机中心线在周向方向上延伸冷却器150的长度。歧管188本身可由局部柔性材料或挠曲几何形状制成，使得其可变形并恢复其初始形状。凹槽234可容许歧管188的进一步挠曲。
在引入热条件(包括经由非限制性实例，第一较高温度阈值)时，冷却器150从图4A中所示的第一位置平移到图4B中所示的第二位置。参照图4B，歧管188从第一位置变形并且包括分段外形，使得翅片192面对冷却气流224的更大部分。凹槽234可容许歧管188比将另外出现的更大的挠曲。就此而言，最大偏转δ和冲角α可更小，而歧管188的挠曲容许翅片192更大地延伸到冷却气流224中。歧管188的挠曲可提供冷却器150的增加的变形以面对气流224的更大部分，与需要由托架174的更大平移来平移冷却器150以实现气流224的相同面对相对。例如，歧管188的挠曲或弯曲可使翅片192成角来面对气流224，与在平移托架174的所得气流224内的仅成角设置相对。就此而言，托架174可适于对热条件的变化更敏感，在歧管188可增加面对气流224的冷却器150的区域或成角定向时。因此，冷却器150可对热条件，如更分立的温度变化更敏感。下板180和上板182的小变化可通过歧管188的多个分段来放大，以通过托架174以较小的平移面对更大量的冷却气流224。
现在参照图4C，图4A和4B的冷却器150的透视图示出多个托架174，其具有关于发动机中心线或纵轴线12(图1)以基本上周向布置沿轴向方向延伸的板180,182。应当理解，每个冷却器150可具有多个托架174、热敏连接器172，或板180,182，以便在两个或更多个位置之间被动地平移冷却器150。板180,182或托架174可包括多个孔236，用于将紧固件联接于托架174，用于安装于风扇壳组件38(图1)。设想，在孔236处使用的紧固件可包括可变长度，以适应托架174在第一位置和第二位置之间的平移。另外，应当认识到，多个托架174、热敏连接器172，或板180,182可基于局部条件局部地或分立地平移冷却器150。例如，冷却器150可在较热的热条件附近进一步平移到冷却气流224中。在另一个实例中，其中冷却器150邻近支柱(未示出)定位，冷却器150可基于如由相邻支柱生成的局部气流平移或设计成特别地平移，以优化对流热传递，同时利用局部气流模式，以便进一步最小化空气动力学阻力。
现在参照图5A-5C，示出另一示例性冷却器250。图5A-5C的冷却器250可基本上类似于图4A-4C的冷却器150。就此而言，相似的元件将以值增加一百的相似标记标识。
参照示出处于第一位置的冷却器250的图5A，示为托架274的热敏连接器272可关于纵轴线12(图1)以轴向布置在切向或周向方向上延伸。每个托架274可包括下板280和上板282。托架274可布置为前托架274a和后托架274b。
现在参照图5B，冷却器250平移到第二位置中，将翅片292移动到面对冷却气流324的更大部分的位置中。前托架274a可最小程度地弯曲，以使最前翅片292以一角度定位，而后托架274b可以以更大的最大偏转δ和更大的冲角α平移，以使最后翅片292暴露于更大体积的冷却气流324。在其中存在更大数量的翅片292或翅片排292的情况下，托架274可适于在冷却器250向后延伸时进一步延伸，以便获得更大面积的冷却器250和更多数量的翅片292来面对冷却气流324。
现在参照图5C，透视图示出处于第二位置的冷却器250。图5C更好地示出图5B的冷却器250，后托架274b比前托架274a平移得更远。虽然示出下板280和上板282相等地平移，但应当理解，单独的板280,282可分立地平移，以特别地横跨热条件范围(如温度范围)平移冷却器250。横跨温度范围，冷却器250可定制成对热条件的变化更敏感，以更好地平衡冷却需求和最小化空气动力学阻力。
应当认识到，虽然图3A-3B中示出四组翅片，并且图4A-5C中示出两组翅片，但是任何数量的翅片或翅片组可包括在冷却器上。本说明书的范围不应受翅片的数量、类型或组织或翅片的任何其它特征限制。
在飞行器发动机的旁路风扇管道内移动风扇壳冷却器的方法可包括在达到第一参考温度时将风扇壳冷却器被动地定位在环形通路中。在一个实例中，第一参考温度可为峰值或增加的发动机需求条件的所得提高温度，如在飞行器起飞期间的加速期间或在最大推力期间。此类峰值或增加的条件可生成对来自油热交换器***的热传递的更大需求。定位包括热敏连接器可操作地联接于风扇壳冷却器，以响应于热条件的变化而改变形状。风扇壳冷却器可包括如本文中所述的风扇壳冷却器中的任一个，如例如图2的冷却器50。风扇壳冷却器可被动地定位在环形通路中。被动定位可包括将冷却器定位在环形通路中而没有由发动机的预期机械或电子启动，而是通过热敏连接器局部的热条件的变化，如穿过冷却器的油的温度变化。另外，被动地定位冷却器可包括将冷却器平移到环形通路中，如例如在图3A至3B、4A至4B和5A至5B中所示的第一位置和第二位置之间平移。此外，被动地定位环形壳冷却器可包括增加冷却器的冲角定向，如在一个实例中增加图3B的冲角α的值。增加冲角被动地定位冷却器或翅片以面对穿过环形通路的更大体积的空气，以增加翅片处的对流热传递。
该方法可进一步包括当达到第二参考温度时从环形通路被动地缩回风扇壳冷却器。例如，第二参考温度可为关于第一参考温度的降低的温度。降低的温度可包括在低于峰值需求或增加需求条件，如发动机的巡航条件下的发动机温度。
以上公开提供用于表面冷却器或热交换器的改进设计，用于对流冷却从涡轮发动机传递的一定量的流体。冷却器包括用于被动地定位、平移或致动冷却器的托架，以改进冷却器处的对流。冷却器是热敏的并且被动地激活，以在发动机峰值条件期间将强制空气冷却热交换器部署并最佳地定位到发动机的气流路径中。另外，此类部署、被动定位、平移或致动可通过基于降低的要求需求将冷却器移出气流路径来减小对流冷却，以便最小化空气动力学阻力以改进发动机效率。就此而言，应当认识到，冷却器是基于要求的被动***，其用以基于要求选择性地定位冷却器以增加冷却器处的冷却或使阻力最小化。因此，冷却器被动地平衡冷却器处的冷却需求和发动机效率。
本发明将连续共形几何变化和致动独特地直接并入到热交换器或冷却器安装托架的层压复合金属结构中。来自稳定参考温度的差分冷却器温度(正或负)，如超声连结期间的温度可用于连续改变托架的形状。高于或低于稳定参考温度的温度将正或负地改变冷却器的曲率。通过层压板几何形状控制和调节温度依赖的形状变化，并且铝的连结允许利用铝MMC、AlSiC。铝和AlSiC针对它们的高强度密度比和高导热性选择。超声添加制造用于层压不同材料，以在高强度铝合金板和MMC AlSiC之间产生双金属效应。SiC的AlSiC体积分数百分比的组成可调节托架的热膨胀系数。取决于SiC的百分比，在一个实例中，热膨胀系数可从20至7ppm/C变化。将致动设计集成到安装托架中允许与大多数旁通空气热交换器一起使用。
前面描述包括空气冷却式油冷却器的热交换器设备，该空气冷却式油冷却器具有安装托架，以将冷却器被动地定位到冷却气流中或从其定位出。虽然关于有限数量的实施例描述本公开，但是受益于本公开的本领域技术人员将认识到，可设计不脱离如本文中所述的本公开的范围的其它实施例。虽然参照示例性实施例描述本公开，但本领域技术人员将理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可进行各种改变并且可用等同物替换其元件。此外，可作出许多改型来使特定情形或材料适于本公开的教导，而不脱离其基本范围。例如，除了本文中描述的示例性发动机之外，本文中描述的冷却器可构造用于在许多不同类型的飞行器发动机架构中使用，该许多不同类型的飞行器发动机架构如但不限于多转轴设计(附加压缩机和涡轮区段)、齿轮式涡扇型架构、包括非涵道风扇的发动机、单轴发动机设计(单压缩机和涡轮区段)等。此外，本文中公开的旁通阀将与其它类型的空气冷却式油冷却器同样良好地工作，并且就此而言，不旨在限于表面冷却器，并且可构造用于在其它冷却器类型中使用，该其它冷却器类型如板和翅片、管翅片类型，或也将受益的同类物。此外，将理解，取决于阀的内部通路几何形状以及入口端口和出口端口定向，穿过阀的流动可为平面内(即横向)或平面外(即轴向)的。因此，意图是，本发明不限于公开为构想用于执行本公开的最佳模式的特定实施例。因此，将理解，所附权利要求旨在覆盖落入本公开的真实精神内的所有此类改型和变化。
在并未已经描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要与彼此组合使用。不在所有实施例中示出的该一个特征并不意味着解释为其不可，而是为了描述简短而这样做。因此，不同实施例的各种特征可按需要混合和匹配来形成新实施例，而不论是否清楚描述新实施例。本文中所述的特征的所有组合或置换由本公开覆盖。
该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或***并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种风扇壳组件，包括：
风扇壳冷却器，其具有面对周边壁的第一表面，并且具有与第二端间隔的第一端和相对的前边缘和后边缘，安装于环形风扇壳的周边壁，以限定沿所述风扇壳的纵轴线的流径；以及
连接组件，其构造成将所述风扇壳冷却器安装于所述环形风扇壳，并且其中所述连接组件包括至少一个热敏连接器，所述至少一个热敏连接器构造成响应于热条件的变化将所述风扇壳冷却器被动地定位到所述流径中。
2.根据权利要求1所述的风扇壳组件，其特征在于，所述热敏连接器包括托架，所述托架安装于所述环形风扇壳和所述风扇壳冷却器。
3.根据权利要求2所述的风扇壳组件，其特征在于，所述托架包括本体，所述本体由响应于所述热条件变化的一组金属层形成。
4.根据权利要求3所述的风扇壳组件，其特征在于，所述一组层包括铝碳化硅。
5.根据权利要求2所述的风扇壳组件，其特征在于，所述风扇壳冷却器包括分段本体，并且所述连接组件安装于所述分段本体。
6.根据权利要求2所述的风扇壳组件，其特征在于，所述托架具有上板和下板。
7.根据权利要求6所述的风扇壳组件，其特征在于，所述下板构造成响应于所述热条件的变化而使所述风扇壳冷却器竖直地平移远离所述环形风扇壳。
8.根据权利要求7所述的风扇壳组件，其特征在于，上板构造成响应于所述热条件的所述变化而增加所述风扇壳冷却器的冲角定向。
9.根据权利要求7所述的风扇壳组件，其特征在于，所述下板和所述上板包括导热层和可热致动层。
10.根据权利要求6所述的风扇壳组件，其特征在于，所述托架还包括联接所述上板和所述下板的中间区段。
11.根据权利要求6所述的风扇壳组件，其特征在于，所述托架至少部分地沿所述风扇壳冷却器从前向后延伸，并且在第一后点和第二前点处附接于所述风扇壳冷却器。
12.根据权利要求2所述的风扇壳组件，其特征在于，所述风扇壳冷却器包括铰链，所述铰链位于与所述托架的对接部处。
13.一种用于将风扇壳冷却器安装于环形风扇壳的连接组件，包括：
至少一个热敏连接器，其构造成响应于热条件的变化而改变形状。
14.根据权利要求13所述的连接组件，其特征在于，所述至少一个热敏连接器包括托架，所述托架具有本体，所述本体由响应于所述热条件变化的一组金属层形成。
15.根据权利要求14所述的连接组件，其特征在于，所述托架包括具有不连续的铝碳化硅层的上板。
16.根据权利要求15所述的连接组件，其特征在于，所述托架还包括具有铝碳化硅层的下板。
17.一种在由飞行器发动机的风扇壳组件限定的环形通路内移动风扇壳冷却器的方法，所述方法包括：
当达到第一参考温度时，将所述风扇壳冷却器被动地定位在所述环形通路中；以及
致动可操作地联接于所述风扇壳冷却器的热敏连接器，以响应于热条件的变化而改变形状。
18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：当达到第二参考温度时，从所述环形通路被动地缩回所述风扇壳冷却器。
19.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，将所述风扇壳冷却器被动地定位在所述环形通路中包括将所述风扇壳冷却器平移到所述环形通路中。
20.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，将所述风扇壳冷却器被动地定位在所述环形通路中包括增加所述风扇壳冷却器的冲角定向。
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