[发明专利]用于减少或甚至消除飞行器动力装置除冰系统的音噪的装置

权利要求书

1.一种飞行器动力装置除冰系统，其位于包围动力装置（1）的进气口（6）的唇缘（7）中，所述唇缘（7）在所述动力装置（1）的吊舱（2）的外壁（8）和将空气引导向风扇的内管道（5）之间延伸，所述风扇布置在所述动力装置（1）的所述进气口（6）的下游，所述系统包括：

·由形成在所述唇缘（7）中的空腔构成的外围通道（11），所述外围通道围绕所述动力装置（1）的所述内管道（5）布置并且适合于确保注入到其中的热气体的流围绕所述进气口（6）循环，

·至少一个孔口（13），其形成在所述通道（11）的侧壁上，并且加压的热气体的所述流通过所述孔口朝向沿着所述动力装置（1）的所述外壁（8）或所述内管道（5）流动的所述空气（16）而从所述通道排出，

其特征在于，所述除冰系统还包括：

·导流器（18），所述导流器相对于所述空气（16）的流动方向临近所述孔口（13）的下游边缘（19）定位；所述导流器（18）朝向所述通道（11）的内部延伸，其垂直于所述空气（16）的总体流动方向定向并且相对于所述空气（16）流动所沿着的所述通道（11）的所述侧壁形成角度，以便朝向涡流（17）的所述孔口（13）的外部转移，所述涡流形成在每个孔口（13）上方的所述空气（16）的剪切层中。

2.根据权利要求1所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，所述导流器（18）相对于所述通道（11）的所述侧壁的所述角度（21）和高度（20）被限定为当所述涡流（17）遇到所述下游边缘（19）时最小化所述涡流的变形以及所述孔口（13）的关断效应。

3.根据权利要求2所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，当垂直于所述空气（16）的所述总体流动方向测量时，所述导流器（18）的所述高度（20）大于或等于最大涡流（17）的直径。

4.根据权利要求2和3中任一项所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，由所述导流器（18）与所述通道（11）的所述侧壁形成的所述角度（21）的值在0°和90°之间，优选地为45°。

5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，所述导流器（18）在所述孔口（13）的圆周的三分之一至一半上包围所述孔口。

6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，所述导流器（18）具有对应于所述孔口（13）中所述导流器所包围的部分的形状的弯曲形状，和/或具有形成在其基部处的加强件（22）。

7.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，所述导流器（18）被直接铆接和结合到所述外围通道（11）的所述侧壁的内表面上，所述孔口（13）被形成为穿过所述外围通道。

8.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，若干个导流器（18）形成在相对于一组若干个孔口（13）所安装的板（23）上。

9.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器动力装置除冰系统，其特征在于，所述一个或多个孔口（13）一般地位于所述动力装置（1）的所述唇缘（7）的所述外壁（8）上和/或外部部分上。

10.一种飞行器动力装置，其包括：

·位于吊舱（2）中的发动机（3），

·所述吊舱（2）具有进气口（5），所述进气口设置有在所述吊舱（2）的外壁（8）和内壁（6）之间延伸的唇缘（7），

·所述内壁（6）形成内管道，所述内管道将空气引导向布置在所述进气口（5）下游的所述发动机（3），

其特征在于，所述飞行器动力装置还包括如前述权利要求中任一项中所定义的除冰系统。

11.一种飞行器，其特征在于，它包括如权利要求10中所定义的至少一个动力装置。