用于排放系统的混流管道.pdf

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1、(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 202010259535.6 (22)申请日 2020.04.03 (30)优先权数据 19382243.4 2019.04.03 EP (71)申请人 空中客车西班牙有限责任公司 地址 西班牙马德里 (72)发明人 布里斯勒努瓦 (74)专利代理机构 北京集佳知识产权代理有限 公司 11227 代理人 黄霖李新燕 (51)Int.Cl. F16L 9/02(2006.01) F15D 1/06(2006.01) B64D 33/08(2006.01) (54)发明名称 用于排放。

2、系统的混流管道 (57)摘要 本发明提供了用于飞行器的排放系统的管 道， 其中， 该管道沿着纵向轴线从入口部段延伸 至出口部段， 并且其中， 该管道包括布置在管道 的内壁上并从管道的内壁突出的连续件。 该管道 应用于经受温度梯度的管道中以降低较靠近内 壁的最热气流的温度， 而不是迅速地混合气流。 权利要求书2页 说明书6页 附图7页 CN 111795216 A 2020.10.20 CN 111795216 A 1.一种用于飞行器的排放系统的管道(1)， 其中， 所述管道至少部分地沿着纵向轴线 (z-z )延伸， 所述管道包括： -入口部段(2)， 所述入口部段(2)用于使流体流进入到所述管。

3、道中； -出口部段(3)， 所述出口部段(3)与所述入口部段(2)相距一段距离， 所述流体流通过 所述出口部段(3)离开所述管道； 以及 -至少一个连续件(4、 5)， 所述至少一个连续件(4、 5)布置在所述管道的内壁上并且从 所述管道的内壁突出， 所述至少一个连续件(4、 5)具有： 第一端部(4.1、 5.1)， 所述第一端部(4.1、 5.1)位于邻近于所述入口部段(2)的位置 处， 以及 第二端部(4.2、 5.2)， 所述第二端部(4.2、 5.2)位于靠近于所述出口部段(3)的位置 处， 其中， 所述连续件(4、 5)沿着所述管道的所述纵向轴线(z-z )的方向从所述第一端部 (。

4、4.1、 5.1)倾斜地延伸至所述第二端部(4.2、 5.2)， 使得所述第一端部和所述第二端部在所 述管道的横截面中大致相对。 2.根据权利要求1所述的管道， 其中， 所述管道包括布置在所述管道的内壁上的至少两 个连续件(4、 5)。 3.根据权利要求2所述的管道， 其中， 两个连续件(4、 5)相对于中间平面对称地布置在 所述管道的内壁上， 所述中间平面从所述管道(1)的上部至底部与所述纵向轴线(z-z )相 交， 所述连续件的第一端部(4.1、 5.1)分隔开第一预定距离(d1)， 并且所述连续件的第二端 部(4.2、 5.2)分隔开第二预定距离(d2)。 4.根据权利要求3所述的管道，。

5、 其中， 所述第一预定距离(d1)大于所述第二预定距离 (d2)。 5.根据权利要求2至4中的任一项所述的管道， 其中， 所述连续件(4、 5)中的至少两个连 续件相对于所述轴线(z-z )错开地布置在所述管道的内表面上， 每个连续件件(4、 5)起始 于所述纵向轴线的不同位置处。 6.根据权利要求1至5中的任一项所述的管道， 其中， 所述管道至少沿着所述管道的一 部分是大致筒形的。 7.根据权利要求6所述的管道， 其中， 所述至少一个连续件(4、 5)在筒形的所述管道的 内表面上具有螺旋形轮廓。 8.根据权利要求1至7中的任一项所述的管道， 其中， 所述连续件(4、 5)中的至少一个连 续件。

6、具有三个部分： -第一部分(4.3、 5.3)， 所述第一部分(4.3、 5.3)起始于所述连续件的第一端部(4.1、 4.2)处， -第二部分(4.4、 5.4)， 以及 -第三部分(4.5、 5.5)， 所述第三部分(4.5、 5.5)终止于所述连续件的第二端部(4.2、 5.2)处， 其中， 所述连续件(4、 5)的每个部分(4.3、 5.3； 4.4、 5.4； 4.5、 5.5)相对于所述管道(1) 的所述纵向轴线(z-z )具有不同的倾斜度。 9.根据权利要求8所述的管道， 其中， 所述第一部分(4.3、 5.3)和所述第三部分(4.5、 权利要求书 1/2 页 2 CN 1117。

7、95216 A 2 5.5)比所述第二部分(4.4、 5.4)相对于所述管道的所述纵向轴线(z-z )倾斜的程度小。 10.根据权利要求8或9中的任一项所述的管道， 其中， 所述第一部分(4.3、 5.3)和所述 第三部分(4.5、 5.5)大致平行于所述管道(1)的所述纵向轴线(z-z )， 所述第二部分(4.4、 5.4)优选地与所述管道(1)的所述纵向轴线(z-z )形成30 至60 之间的角度。 11.根据权利要求1至10中的任一项所述的管道， 其中， 所述至少一个连续件(4、 5)是大 致长形的薄件。 12.根据权利要求1至11中的任一项所述的管道， 其中， 所述至少一个连续件(4、。

8、 5)相对 于所述管道的内壁成角度。 13.根据权利要求12所述的管道， 其中， 所述至少一个连续件(4、 5)与所述管道的内壁 之间的角度沿着所述至少一个连续件的路径变化。 14.一种飞行器的排放系统， 所述排放系统包括： -热交换器， 所述热交换器具有冷侧和热侧， 所述热侧包括入口和出口， 并且所述冷侧 包括入口和出口； 以及 -根据权利要求1至13中的任一项所述的管道； 其中， 所述热侧的出口与所述管道的入口部段(2)流体连通。 15.一种包括根据权利要求14所述的排放系统的飞行器(10)。 权利要求书 2/2 页 3 CN 111795216 A 3 用于排放系统的混流管道 技术领域 。

9、0001 本发明属于空气系统领域， 并且具体地， 本发明属于保护飞行器中的在高温度梯 度下工作的管道的领域。 0002 更具体地， 本发明提供了具有内部特征壁的管道， 该内部特征壁有助于降低较靠 近内部壁的最热空气流的温度， 而不是在这种进入的空气流具有高温度梯度的情况下使空 气流迅速混合。 背景技术 0003 在燃气涡轮发动机中， 通常从燃料燃烧室上游的压缩机级吸入空气。 因此， 这种引 气处于高温及高压下， 其中， 从发动机抽出时， 典型的温度值包括在200至500范围内， 并且在预冷器中调节后处于200至250的范围中， 并且典型的压力值为275kPa。 一旦吸 入， 该引气通过管道、 。

10、阀和调节器的网路从发动机的所述压缩机的各级被引导至飞行器内 的各个位置。 因此， 这种引导装置适于承受引气的高温和高压。 0004 为了冷却引气， 通常在吊架中使用热交换器， 这些热交换器使来自发动机的热引 气和来自外部的冲压空气分开运行。 热交换器的两侧之间的高温度差使得离开热交换器的 热侧并穿过管道以进行引导的被冷却的引气气流的温度梯度不足。 0005 这种离开的气流的温度梯度范围从最冷点中的约400K升至最热点中的650K。 0006 因此， 在面对这样的温度梯度的管道的最前部段， 管道的一部分经受着大多数普 通材料都无法经受的非常高的温度。 因此， 在气流能够自身混合之前， 排放系统的。

11、管道或任 何其他受影响的元件(尤其是管道、 密封件或波纹管)都可能遭受其机械性能的降低。 0007 已经在温度保持低于约530K的区域中使用了比如钛的典型材料， 但是这种温度梯 度问题使得这种材料的使用在局部上是不可能的。 0008 为解决此问题， 在过去几年中已针对在严格的压力损失限制下工作的应用实施了 一些解决方案， 但就无论是在正常流动方向上的还是以逆流操作时例如发动机启动操作时 的足够低的压力损失而言， 没有一个解决方案提供了令人满意的结果。 0009 由于其简单性和有效性而很有前途的解决方案是在热交换器正下游的管道部件 中使用耐高温材料(比如Inconel材料)而不是使用钛。 由于没。

12、有装置干扰流动通过管道的 空气， 因此不会增加压力损失。 然而， 不利的是， Inconel材料的经济性显著低于钛并且比钛 更重。 此外， 由于未提供用于使气流混合加速的装置， 因此必须以较大的距离安装温度传感 器， 这对于某些设备是不可接受的。 0010 另一方面， 其他解决方案在于插入混合装置以便使气流迅速混合并随着空气流过 而使最高温度降低的想法。 典型示例是具有螺旋桨形状部的固定混合装置。 0011 由于混合装置对压力损失的固有影响， 这些混合装置会影响排放系统的整体性 能。 由于试图提高效率的新型飞行器模型的出现， 排放系统通常没有足够的压力裕度来抵 消管道的损失。 0012 还尝试。

13、了在形状和布置方面与螺旋桨形混合装置不同的其他静态混合装置。 例 说明书 1/6 页 4 CN 111795216 A 4 如， 其他静态混合装置可以具有下述布置： 气动机翼位于管道的起始处的气流最暖的区域 中， 以使热空气被朝向冷的区域导引， 从而避免该热空气与管道立刻接触。 理论上， 如所解 释的这些静态混合装置可能不会尝试使气流完全混合， 而是降低气流的最热的部分并引发 湍流， 以便在下游更快地混合。 0013 不幸的是， 计算模型和实际测试都表明这种解决方案除了会产生将造成额外压力 损失的湍流外还具有极低的效果， 这是由于生产保持在管道的横截面内的有效机翼的制造 限制而造成的。 001。

14、4 因此， 航空业需要在压力损失保持降低以及满足比如低重量及成本的典型航空要 求的前提下控制布置在热交换器的热侧的出口处的管道中的高温梯度。 发明内容 0015 本发明通过根据本发明的第一方面的用于排放系统的管道、 根据本发明的第二方 面的用于飞行器的排放系统以及根据本发明的第三方面的飞行器提供了针对上述问题的 解决方案。 本发明的优选实施方式限定在本发明的其他方面中。 0016 在第一发明方面， 本发明提供了一种用于飞行器的排放系统的管道， 其中， 该管道 至少部分地沿着纵向轴线延伸， 该管道包括： 0017 -入口部段， 该入口部段用于使流体流进入到管道中； 0018 -出口部段， 该出口。

15、部段与入口部段相距一定距离， 这种流体流通过该出口部段离 开管道； 以及 0019 -至少一个连续件， 所述至少一个连续件布置在管道的内壁上并从管道的内壁突 出， 所述至少一个连续件具有： 0020 第一端部， 该第一端部位于与入口部段邻近的位置处， 以及 0021 第二端部， 该第二端部位于靠近出口部段的位置处， 0022 其中， 连续件沿着管道的纵向轴线方向从第一端部倾斜地延伸至第二端部， 使得 第一端部和第二端部在管道的横截面中大致相对。 0023 贯穿整个文档，“管道” 可以理解为在用于输送流体、 最好是气体的实体管子或导 管的意义上的管道本身或管道的一部分， 上述实体管子或导管是管子。

16、、 管或通道类型的。 0024 优选地， 纵向轴线是管道的纵向准线。 0025 在使用中， 具有温度梯度的流体流通过入口部段进入到管道中。 入口部段接收具 有温度梯度的气流， 取决于进入气流的相对温度在其上定义冷区域和热区域。 通常， 每个区 域都有入口部段的半区域。 相反地， 出口部段允许流体流离开管道。 0026 在这种构型下， 所述至少一个连续件的邻近于入口部段安置的第一端部实际上布 置成与入口部段的冷区域相邻， 所述至少一个连续件沿着管道的纵向轴线方向倾斜地前进 至靠近出口部段的第二端部。 结果， 气流的一部分因此偏转， 使得出口部段处的温度梯度低 于入口部段处的温度梯度。 0027 。

17、冷气流的一部分朝向管道的最热区域偏转。 因此， 被引导至最热区域的冷气流自 然将热空气驱向管道中心， 从而形成涡流。 因此， 与管道接触的这种热空气被吸引到中心 (即， 相对于管道的准线向内)， 从而降低了较靠近内壁的最热气流的温度。 0028 连续件的形状与横截面相比足够小， 其仅使进入的气流偏转而不限制气流。 而且， 说明书 2/6 页 5 CN 111795216 A 5 由于连续件沿着管道表面安置(其中， 由于边界层而降低了流速)， 压力损失最小。 0029 因此， 与现有技术的混合装置相比， 根据本发明的管道具有较低的压力损失(即， 更好的性能)。 0030 有利地， 布置在管道内壁。

18、上的连续件既经济又易于制造， 因为它不依赖叶片或机 翼的复杂曲率以及紧密的焊接。 0031 此外， 所产生的涡流支持在下游更短距离处的完整的流混合。 因此， 可以以更短的 距离安置温度传感器并且管道不必具有过大的长度。 0032 在实施方式中， 管道包括布置在管道的内壁上的至少两个连续件。 0033 在实施方式中， 管道包括两个连续件， 所述两个连续件相对于中间平面对称地布 置在管道的内壁上， 该中间平面从管道的上部至底部(即， 竖向中间平面)与纵向轴线(z- z )相交， 所述连续件的第一端部分隔开第一预定距离， 并且所述连续件的第二端部分隔开 第二预定距离。 0034 在使用中， 当具有温。

19、度梯度的流体流通过入口部段进入到管道中时， 管道的底端 部对应于冷区域中的最冷端部， 而上端部对应于热区域中的最热端部。 0035 如所提到的， 连续件沿着流动方向从管道的冷区域向最热区域延伸。 优选地， 连续 件不完全沿着管道的内周延伸以便不局部地冲击气流。 0036 由于连续件的对称性， 所产生的涡流更有效地再循环了气流。 上升到管道的最热 区域的冷空气在较短距离内保护金属表面免受高温影响。 0037 在实施方式中， 第一预定距离大于第二预定距离。 0038 第一端部布置得距离越远(也就是说， 第一距离越大)， 压力损失将越小。 0039 在实施方式中， 两个连续件中的至少两个连续件相对于。

20、纵向轴线错开地布置在管 道的内表面上， 每个连续件起始于纵向轴线的不同位置处。 0040 在实施方式中， 管道至少沿着管道的一部分是大致筒形的。 在实施方式中， 至少一 个连续件在筒形管道的内表面上具有螺旋形状。 0041 在实施方式中， 连续件中的至少一个连续件具有三个部分： 0042 -起始于第一端部的第一部分， 0043 -在第一部分与第三部分之间的第二部分， 以及 0044 -终止于第二端部的第三部分。 0045 在实施方式中， 连续件的每个部分相对于纵向轴线具有不同的倾斜度。 0046 在整个说明书中， 每个部分的倾斜度应被理解为与管道的纵向轴线所形成的角 度。 0047 在实施方式。

21、中， 第一部分和第三部分比第二部分相对于纵向轴线的倾斜的程度 小。 0048 在实施方式中， 第一部分和第三部分大致平行于管道的纵向轴线。 0049 因此， 在该实施方式中， 连续件在各个部分之间具有大致圆形的连接部。 0050 在实施方式中， 至少一个连续件是大致长形的薄件。 也就是说， 其厚度远小于其他 任何尺寸(宽度和高度)。 0051 在实施方式中， 至少一个连续件相对于管道的内壁形成了不同于90 的角度。 在实 施方式中， 至少一个连续件与管道的内壁之间的角度沿至少一个连续件的路径变化。 说明书 3/6 页 6 CN 111795216 A 6 0052 因此， 至少一个连续件具有沿。

22、着其路径的扭转部。 这种构型有利地使涡流更有效 地激发， 这致使热空气被推离管道的内壁。 0053 在实施方式中， 与出口部段邻近的管道部分由钛制成。 即， 与试图使用Inconel材 料来防止劣化的现有技术解决方案不同， 根据本发明的管道即使在靠近管道的出口部段由 钛制成的情况下仍具有承受这种高温的能力。 0054 此外， 管道的其余部分可以由例如Inconel制成。 类似地， 在管道的出口部段之后， 附接的后续管道可以由钛制成。 0055 在第二发明方面， 一种用于飞行器的排放系统包括： 0056 -热交换器， 该热交换器具有冷侧和热侧， 该热侧包括入口和出口， 并且该冷侧包 括入口和出口。

23、； 以及 0057 -根据第一发明方面的实施方式中的任何实施方式的管道； 0058 其中， 热侧的出口与管道的入口部段流体连通。 0059 在实施方式中， 热交换器通过散热片和壁将冷侧与热侧分开。 0060 在第三发明方面， 本发明提供了一种包括根据第二发明方面的排放系统的飞行 器。 0061 本申请文件(包括权利要求、 说明书和附图)中所描述的所有特征和/或所描述的 方法的所有步骤可以以任何组合方式进行组合， 除了这些相互排斥的特征和/或步骤的组 合以外。 附图说明 0062 参照附图， 鉴于从本发明的优选实施方式中变得明显的本发明的详细描述， 本发 明的这些特征及优点和其他特征及优点将被清。

24、楚地理解， 优选实施方式仅作为示例给出而 不限于此。 0063 图1a至图1c： 这些图分别以正视图、 纵向截面图和后视图示出了根据本发明的管 道的实施方式。 0064 图2： 该图示出了根据本发明的管道的实施方式。 0065 图3A至图3B： 这些图示出了对根据图2的实施方式的管道执行的CFD分析的结果。 0066 图4： 该图示出了根据本发明的管道的实施方式。 0067 图5： 该图示出了对根据图4的实施方式的管道进行的CFD分析的结果。 0068 图6A至图6C： 这些图示出了根据本发明的管道的另一种实施方式。 0069 图7： 该图示出了对根据图6的实施方式的管道进行的CFD分析的结果。

25、。 0070 图8A至图8B： 这些图示出了根据本发明的管道的又一种实施方式。 0071 图9： 该图示出了对根据图8的实施方式的管道进行的CFD分析的结果。 0072 图10： 该图示出了根据本发明的飞行器的实施方式。 具体实施方式 0073 图1a至图1c示出了根据本发明的用于飞行器的排放系统的管道的实施方式。 在这 些图中， 分别以正视图、 纵向截面图和后视图示出了管道。 0074 管道沿着图1(b)中以虚线示出的纵向轴线(z-z )延伸。 根据该实施方式， 管道包 说明书 4/6 页 7 CN 111795216 A 7 括： 0075 -入口部段(2)， 该入口部段(2)用于使流体流。

26、进入管道(1)中； 0076 -出口部段(3)， 该出口部段(3)与入口部段(2)相距一定距离， 该流体流通过该出 口部段(3)离开管道(1)； 以及 0077 -两个连续件(4、 5)， 所述两个连续件(4、 5)布置在管道的内壁上并从管道的内壁 突出； 0078 其中， 连续件具有位于靠近入口部段(2)的位置处的第一端部(4.1、 5.1)和位于靠 近出口部段的位置处的第二端部(4.2、 5.2)， 并且 0079 其中， 连续件沿着管道(1)的纵向轴线(z-z )方向从第一端部(4.1、 5.1)倾斜地延 伸至第二端部(4.2、 5.2)， 使得第一端部(4.1、 5.1)和第二端部(4。

27、.2、 5.2)在管道(1)的横截 面中大致相对。 0080 在该实施方式中， 管道是大致筒形的。 两个连续件(4、 5)相对于轴线(z-z )对称地 布置在管道(1)的内壁上。 如图1(c)中可见的， 连续件(4、 5)的第一端部(4.1、 5.1)分隔开第 一预定距离(d1)， 并且连续件(4、 5)的第二端部(4.2、 5.2)分隔开第二预定距离距离(d2)。 在该实施方式中， 第一预定距离(d1)小于第二预定距离(d2)。 然而， 在其他实施方式中， 第 一预定距离(d1)可以大于或等于第二预定距离(d2)。 0081 图1(a)示意性地示出了在连续件(4、 5)上游的位置处的管道(1。

28、)中的温度分布。 在 图中清楚地区分了冷空气部段和热空气部段， 其中， 冷空气部段占据了管道的下部部分， 而 热空气部段占据了管道的上部部分。 0082 应当注意的是， 本文中使用的 “冷” 和 “热” 术语不是根据空气的实际温度， 而是因 为它们的相对值。 温度梯度始终具有有着较低温度(即 “冷” 空气)的区域或端部和有着较高 温度(即 “热” 空气)的相对的区域或端部， 其间的区域中的温度从一个值逐渐变化到另一个 值。 0083 从管道(1)的内壁突出的两个对称的连续件(4、 5)将底部冷空气沿着内壁朝向管 道(1)的顶部部分导引。 导引至顶部的冷空气自然地将热空气驱向管道(1)的中心并产。

29、生涡 流。 所产生的涡流有助于在连续件(4、 5)下游的一小段距离处的完整的流混合。 这在图1(b) 和图1(c)中示意性地示出。 0084 图2和图3以立体图示出了根据本发明的管道的实施方式。 在这些图中， 部分管道 壁没有被示出， 以便理解布置在管道内部的连续件(4、 5)。 0085 在该实施方式中， 管道是大致筒形的， 连续件(4、 5)相对于轴线(z-z )对称地布置 在管道的内壁上并具有螺旋形状。 0086 从管道的内壁突出的连续件(4、 5)可以通过焊接接合或内置。 0087 图3A至图3B示出了对根据图2的实施方式管道进行的CFD(计算流体动力学)分析 的结果。 该模型是针对直。

30、径为4.5英寸(114.3cm)、 最大长度为110mm的管道制作的。 可以分 别在图3(A)和图3(B)中看到管道(1)的入口部段(2)和出口部段(3)处的温度分布。 可以看 到的是， 该表现如结合图1所解释的一样， 其中热空气被推离管道壁并且涡流开始混合气 流。 0088 图4和图5示出了根据本发明的管道的另一实施方式。 该实施方式是图2和图3的实 施方式的变型， 其中， 与所述实施方式的不同之处在于连续件(4、 5)的第一端部(4.1、 5.1) 说明书 5/6 页 8 CN 111795216 A 8 之间的距离更大。 如在示出了对根据图4的实施方式的管道进行的CFD分析的结果的图5中。

31、 可见的， 连续件(4、 5)的第一端部(4.1、 5.1)之间的这种加宽的距离导致了减小的效果和压 力损失。 0089 对根据本发明的管道进行的CFD分析显示出能够在管道的内壁的表面处使最大的 上游空气温度从370降低到小于290， 并且压力损失与通过现有技术中已经使用的偏转 装置所造成的压力损失相当。 0090 图6和图7示出了根据本发明的管道(1)的另一实施方式。 图6(A)和图6(B)分别以 正视图和纵向截面图表示了管道(1)。 依次地， 图6(C)单独地示出了要布置在该管道内部的 连续件(4、 5)。 0091 特别地， 图6中所示的连续件(4、 5)中的每个连续件由三个部分组成： 。

32、0092 -从第一端部(4.1、 5.1)处起始的第一部分(4.3、 5.3)， 0093 -第二部分(4.4、 5.4)， 以及 0094 -在第二端部(4.2、 5.2)处终止的第三部分(4.5、 5.5)。 0095 可以观察到的是， 就与纵向轴线所形成的角度而言， 第一部分(4.3、 5.3)和第三部 分(4.5、 5.5)与第二部分(4.4、 5.4)相比具有不同的倾斜度。 特别地， 第一部分(4.3、 5.3)和 第三部分(4.5、 5.5)均相对于管道(1)的纵向轴线(z-z )大致平行。 0096 在优选实施方式中， 第二部分(4.4、 5.4)与管道(1)的纵向轴线(z-z 。

33、)形成30 至 60 之间的角度。 0097 此外， 可以看到的是由连续件(4、 5)的每个部段相对于内壁形成的角度。 特别地， 对于连续件的给定侧， 与管道的内壁形成的角度沿着连续件的路径从锐角变化至钝角。 0098 因此， 连续件(4、 6)具有沿着其各自的路径的扭转部， 其中， 每个部分的扭转部相 对于其他部分变化但保持平滑的过渡。 可以在图6(A)中看出这种细节。 0099 图7示出了使用在与图2和图3中解释的条件相同的条件下的模型对根据图5的实 施方式的管道(1)执行CFD分析的结果。 0100 通过图8和图9示出了图6和图7的实施方式的变型， 其中， 与所述实施方式的不同 之处在于。

34、连续件(4、 5)的第一端部(4.1、 5.1)之间的距离更大。 0101 此外， 第一部分(4.3、 5.3)与第二部分(4.4、 5.4)之间的倾斜明显不如图6的对应 部分明显， 实际上， 第一部分(4.3、 5.3)几乎平行于管道(1)的纵向轴线(z-z )。 0102 对于图6(A)， 图8(B)中所示的连续件(4、 5)就其各部段中的每个部段而言相对于 管道的内壁所成的角度都不同(不同于90 )。 然而， 在路径中或者在扭转部中， 单个连续件 的各部分之间都会发生平滑过渡。 0103 图9示出了使用在与图2和图3中解释的条件相同的条件下的模型对根据图8的实 施方式的管道(1)执行CF。

35、D分析的结果。 0104 图10示出了根据本发明的飞行器的实施方式。 该飞行器包括排放系统(未示出)， 该排放系统包括： 0105 -热交换器， 该热交换器具有冷侧和热侧， 该热侧包括入口和出口， 并且该冷侧包 括入口和出口； 以及 0106 -根据本发明的管道； 0107 其中， 热侧的出口与管道的入口部段流体连通。 说明书 6/6 页 9 CN 111795216 A 9 图1 图2 说明书附图 1/7 页 10 CN 111795216 A 10 图3A 图3B 说明书附图 2/7 页 11 CN 111795216 A 11 图4 图5 说明书附图 3/7 页 12 CN 111795216 A 12 图6A 图6B 说明书附图 4/7 页 13 CN 111795216 A 13 图6C 图7 说明书附图 5/7 页 14 CN 111795216 A 14 图8A 图8B 说明书附图 6/7 页 15 CN 111795216 A 15 图9 图10 说明书附图 7/7 页 16 CN 111795216 A 16 。