[发明专利]用于机舱防结冰的喷嘴和导叶系统

说明书

飞机防结冰系统(1)包括入口唇缘(14)，入口唇缘包括附接到隔壁(32)的外壳(46)。入口唇缘包封环形壳体容积(44)。系统(1)还包括从隔壁延伸到环形壳体容积中的一个或更多个导叶(56)。一个或更多个导叶中的各导叶包括联接于隔壁的第一端(28)、延伸到环形壳体容积中的自由端(30)、和在其间延伸的导叶主体(67)。一个或更多个静叶定位在喷嘴(34)下游，喷嘴构造成将高温气流(50)沿第一方向(58)引导到环形壳体容积中。一个或更多个导叶构造成使高温气流通过第一转动角从第一方向(58)转向至第二方向(60)。第二方向构造成减少高温气流(50)在入口唇缘的内表面(62)上的直接冲击(52)。

技术领域

本发明涉及在用于飞机喷气发动机推进系统的防结冰系统中的改进。

背景技术

在飞机的暴露的表面(诸如飞机机翼、螺旋桨、和发动机空气入口)上的冰的形成从重于空气(heavier than air)飞行的初期开始已经是问题。任何积累的冰增加相当大的重量，并改变翼型件或入口轮廓，使得飞机远远更难飞行，且在一些情况下导致飞机的损耗。在喷气飞机的情况下，从发动机入口壳体的前缘松脱的大块冰可能损坏旋转叶片或其他内部发动机构件并导致发动机故障。

最常见的防结冰技术之一是将热气体通过管道输送到邻近可能结冰区域的壳体中。解决此问题的当前技术通常落入两类系统中的一种：冲击式环系统或涡旋喷嘴系统。在各情况下，热气体导管简单地将热气体引入壳体(诸如喷气发动机入口的前缘或机翼前缘)中。虽然这些系统通常是有效的，但是它们的效率由于比所需的多的热能被引入局部区域中而非在感兴趣的区上更有效地分布而降低。这些局部“热”点的结果是对壳体的结构完整性的不利影响。

在冲击式环系统中，通过在围绕入口的前部延伸360度的环形管中的策略地定位的孔，热空气冲击在形成发动机入口唇缘的金属蒙皮上。空气冲击在形成入口唇缘的金属蒙皮的内部表面上，从而导致金属温度升高并防止积冰。

现有的涡旋喷嘴通过包含在单个壳体内的多个孔排出热空气，且结果是形成热空气射流场。空气以高速排出，以至于其在最前面的入口隔室(通常称为D形管唇缘(D-ductlip))中产生涡旋效应。空气围绕环形D形管隔室继续移动360度。其围绕隔室循环数次，直到其通过排气端口离开进入环境空气中。该循环和/或涡旋的热空气加热入口唇缘蒙皮并防止积冰，从而减轻对冰从唇缘脱落并冲击在下游的旋转发动机叶片上的担心。尽管说明书的附图和措词出于解释目的使用前整流罩防结冰，但是本文中公开的发明可适用于经受冰形成的任何其他壳体，包括但不限于机翼导管和管道。

两个现有系统都具有限制。冲击环式防冰系统具有围绕前入口隔室延伸360度的笨重的管和支撑结构。虽然这些系统通常具有非常高的热转移比例，但是它们也对飞机的推进系统增加相当大的重量。涡旋喷嘴系统通常显著轻于冲击环式系统并使用更少的空气来对唇缘表面进行防冰。两种系统都给予局部的喷射冲击，这可助长结构劣化和不最理想的效率。

发明内容

在一个实施例中，提供一种飞机防结冰系统。该系统包括入口唇缘，入口唇缘具有附接到隔壁(bulkhead)的外壳。入口唇缘包封环形壳体容积。该系统还包括从隔壁延伸到环形壳体容积中的一个或更多个导叶。一个或更多个导叶中的各导叶包括联接于隔壁的第一端、延伸到环形壳体容积中的自由端、和在其间延伸的导叶主体。一个或更多个导叶位于喷嘴下游，喷嘴构造成将高温气体射流沿第一方向引导到环形壳体容积中。一个或更多个导叶构造成使高温气流通过第一转动角从第一方向转向至第二方向。第二方向构造成减少高温气流在入口唇缘的内表面上的直接冲击。

在第二实施例中，提供了一种用于防止飞机发动机的入口唇缘的结冰的方法。该方法包括将高温气流沿第一方向从喷嘴引导到入口唇缘中，入口唇缘包括附接到隔壁的外壳。入口唇缘包封环形壳体容积。该方法还包括利用位于喷嘴下游的一个或更多个导叶使高温气流通过第一转动角从第一方向转向至第二方向。第二方向构造成减少高温气流在入口唇缘的内表面上的直接冲击。