CN102190084A - 包括用于检测热空气供应系统处泄露的设备的除霜装置 - Google Patents

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Abstract

本发明的目的在于飞行器前缘的除霜装置，所述装置包括至少一个热空气喷射孔(52)；用于将热空气从机械系统引导到喷射孔(52)的管道(56)以及在所述管道(56)内的压力测量设备(58)，所述管道(56)在所述压力测量设备(58)上游包括至少一个称作缩口(62)的截面缩小部分。

Description

包括用于检测热空气供应系统处泄露的设备的除霜装置
技术领域
本发明涉及一种除霜装置，该除霜装置包括了用于检测热空气供应系统处泄露的设备。
背景技术
众所周知，如图1所示，举例来说，飞行器推进系统10通过桅杆12被连接在机翼下方，其包括一个座舱14，在该座舱中基本同心地设置机械系统。座舱的纵轴用标号16表示。座舱14的内壁与前方的空气入口18一起限定出一个能够将空气引向机械系统的导管。
本发明主要涉及座舱，同时结合防止结霜或结冰的方法，该方法利用与空气入口18的内壁接触的热空气，特别是出自电机处的热空气。
根据文献FR-2813581和US-6443395所知道的实施方式，如图2和3所示，座舱14的内部包括一个称作前框20的隔板，该隔板与空气入口18一起限定出一个在该座舱整个周边延伸的环形导管22，该导管的截面大体为D形。
导管22包括具有至少一个孔24的热空气供应系统，在该导管中流动的空气经排气口26排出。
热空气出自机械系统28处，热空气供应系统包括一个用于将热空气送到孔24的管道30。该管道30包括压力测量设备32以及用于调节压力的设备34，以便在孔24处发送需要的热空气量。
孔24有一个缩口，以便在流体流动的平面上得到声冲击，也就是说孔24的上游压力高，下游压力低。
在某些区域，例如在机械系统处，可以设置用于检测管道30完全断裂或基本断裂的设备，例如至少一个温度传感器。
然而，考虑到环境，特别是由于电机区域的通风，温度传感器只能检测较大的泄漏，例如在管道30完全断裂或基本断裂时的泄漏，这种泄漏会使温度产生很大的变化，但不能检测仅使温度稍微上升的小泄漏。
对于像导管22的某些区域，温度传感器不能够检测泄漏或检测管道30完全断裂或基本断裂的情况，不论管道30有无完全断裂或基本断裂的情况，这些区域承受的一直都是高温。
因此，没有任何设备检测有限的泄漏，而这种泄漏又可能没有大到足以能够产生结霜。
发明内容
因此，本发明旨在克服该问题，提出一种能够检测热空气供应系统处泄露的除霜装置，由此控制其良好的运行。
为此，本发明的目的在于飞行器前缘的除霜装置，所述装置包括至少一个热空气喷射孔；用于将热空气从机械系统引导到喷射孔的管道；以及在所述管道内的压力测量设备，所述管道在所述压力测量设备上游包括至少一个称作缩口的截面缩小部分。
附图说明
说明书中描述了本发明的其他特征和优点，但这些说明仅为例证，在下面的附图中：
图1是飞行器座舱的透视图，
图2是沿现有技术的座舱的一部分的纵向平面作的剖视图，和
图3是沿本发明的座舱的一部分的纵向平面作的剖视图。
具体实施方式
在图3中，标号40表示飞行器座舱的一部分，该座舱的前方包括空气入口42，导管44在其内部延伸，该导管可以将空气引导到图示的机械系统46。该座舱40包括防止或限制在空气入口42的外表面处堆积霜或冰的系统，该系统通过与所述空气入口的内表面接触的热空气特别是出自机械系统46处的热空气来防止堆积霜或冰。为此，座舱42的内部包括一个称作前框48的隔板，该隔板与空气入口42一起限定出一个在该座舱整个周边延伸的环形导管50，该导管的截面大体为D形。
该环形导管50包括热空气供应系统，该供应系统包括至少一个能够喷射与待处理的壁的内表面接触的热空气的孔52。座舱还包括将热空气排放到环形导管50外的设备54。
虽然上面的描述用于空气入口，但本发明可以用于任何在飞行器前缘处用热空气来处理霜或冰的处理系统。
热空气出自机械系统46处，热空气供应系统包括将热空气引导到孔52的管道56，该管道56包括压力测量设备58以及在上游的用于调节压力的调节设备60，以便在孔处发送需要的热空气量。
压力测量设备58和调节压力的调节设备60为机械系统46的一部分，它们均由发动机公司提供。
这样，飞行器侧部的计算器根据驾驶员传输给计算机的命令和/或压力测量设备58传输给计算机的信号或信息来控制调节压力的调节设备60。
所述一个或多个孔52的整个喷射截面S对应于这些孔52的各截面的总和。
最好将这些孔52的每一个设置在一个导管附近，确定它们的形状和尺寸，以便在一个或多个孔处得到声冲击。
根据本发明，管道56在压力测量设备58的上游包括至少一个称作缩口62的截面减少部分。为此，声冲击出现在缩口62处，而不再出现在孔52处，因此缩口上游压力高，下游压力低。
该缩口62能够使压力测量设备58检测所述测量设备下游的泄漏。事实上，相对于正常工作压力来讲，泄漏的出现会造成压力变化更加明显，因此可以用测量设备58检测到，因为有缩口62，所以正常工作压力较低。
这种布置可以使用现有的测量设备58，不用添加任何别的测量设备检测泄漏。此外，测量设备58可以将泄漏的信息传递给一个专用的计算机或者传递给一个不用于传递与除霜系统工作恶化相关的报警的计算机。
此外，该缩口62是坚固的，只需要在当时进行非常有限的保养。
缩口的截面S’最好大于喷射截面S。
优选的是，缩口的截面S’等于喷射截面S，在喷射截面上添加一个截面，该添加的截面对应于管道56中在缩口62和一个或多个孔52之间的出现的负载损失和容限。
该缩口62的形状适合于限制扰动和负载损失。根据一个实施方式，缩口62的形状先是汇聚然后是扩张。
根据本发明的另一特征，缩口62处在调节设备60和测量设备58之间。
缩口62离调节设备60的距离L最好大于或等于5×D，其中D是管道56的直径，以便缩口62不干扰调节设备60。
缩口62最好尽可能地靠近测量设备58，以便在缩口62和一个或多个孔52之间的负载损失尽可能地小，从而提高该装置检测泄漏的灵敏度。

Claims (9)

1.飞行器前缘的除霜装置，所述装置包括：至少一个热空气喷射孔(52)；用于将热空气从机械系统引导到喷射孔(52)的管道(56)；以及在所述管道(56)内的压力测量设备(58)，其特征在于所述管道(56)在所述压力测量设备(58)上游包括至少一个称作缩口(62)的截面缩小部分。
2.根据权利要求1所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)的截面(S’)大于一个或多个喷射孔(52)总截面(S)。
3.根据权利要求2所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)的截面(S’)等于所述喷射截面(S)，在所述喷射截面上增加一个截面，该增加的截面对应于容限和在所述管道(56)中的所述缩口(62)和一个或多个所述孔(52)之间出现的负载损失。
4.根据上述任一权利要求所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)的形状适合于限制扰动和负载损失。
5.根据权利要求4所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)的形状先是汇聚然后是扩张。
6.根据上述任一权利要求所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)位于所述测量设备(58)和调节设备(60)之间。
7.根据权利要求6所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)距离所述调节设备(60)的距离(L)大于或等于5×D，其中D是管道(56)的直径。
8.根据权利要求6或7所述的除霜装置，其特征在于所述缩口(62)尽可能地靠近所述测量设备(58)。
9.飞行器座舱，其包括上述任一权利要求所述的除霜装置。
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