CN102858632A - 与除霜处理最佳化的热空气喷射设备结合的飞行器机舱的空气入口 - Google Patents

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Abstract

本发明是一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括一个在所述空气入口的周边上延伸的管道，和局部设置的将热空气喷射到所述管道中由此确保热空气在管道中沿其周边流动的喷射设备(24)，其特征在于该喷射设备(24)包括一个分配器，该分配器处在一个与在管道(22)中流动的气流方向相交的平面中，该管道包括至少一个可以让管道中流动的气流通过分配器的孔口(44)，以及与热空气供应器相连的多个喷射孔(46)，这些喷射孔设置在该通孔周围和/或这些通孔(44)之间。

Description

与除霜处理最佳化的热空气喷射设备结合的飞行器机舱的空气入口
技术领域
本发明涉及具有使除霜处理最佳化的热空气喷射设备的飞行器机舱的空气入口。
背景技术
众所周知，如图1所示，例如通过杆12连接在机翼下面的飞行器推进系统10包括一个机舱14，将一个机械装置基本同心地设置在该机舱中。机舱的纵轴是标号16。机舱14包括一个与前方空气入口18一起限定出的能够将空气引向机械装置的管道。
本发明主要涉及机舱，该机舱结合霜处理方法，该方法使用与空气入口18的内壁接触的热空气、特别是取自电机处的热空气进行除霜处理。
根据文献FR-2813581和US-6443395所知道的实施模式，如图2和图3A和图3B所示，机舱14的内部包括一个称做前框20的隔板，该隔板与空气入口18限定出一个在机舱的整个周边上延伸的管道22，该管道的截面基本为D型，热空气在该管道内流动。
利用喷射设备24为该管道22提供热空气。
被喷射出的热空气在喷射以前沿360°方向通过该管道22。热空气利用离心力更多地流到图2中用标号28表示的空气入口的外侧。
如果在机舱的最下部的某一位置设置热空气喷射设备24，则在周边的除霜能力不均匀。首先，这种能力快速增大，以便获得最大值，然后在剩余的周边部分逐渐降低，而在最下方霜的处理不连续。
由于离心作用和/或周边温度分布不均匀，所以空气入口内侧30处的温度可能不够高。
为了克服这种可能出现的不足，可以喷射更热的空气和/或更大的流量。
但是这种方案并不令人满意，因为对于前框来讲，必须配备空气入口，可能的话还要配备用耐高温材料构成的声学处理层。从这方面来看，会造成可用材料的选择性降低，通常必须使用相对较贵的重的材料。
如图3A和图3B所示，喷射设备24为与前框垂直的管子32的形状，前框具有一个或多个沿管道22中流动的空气流动方向定向的喷射孔34。在这种情况下，在管道22中流动的不太热的气流中，喷射设备产生刚刚喷射的热气流，热气流范围36在图3A和图3B中用点线表示，它构成了这两股气流之间的热交换面积。
为了改进热交换，一个方案可以在于通过增加喷射孔34的数量来增加热交换面积。但是在这种情况下，喷射设备的体积较大，造成很大的负载损失。此外，当保持管道中有足够的喷射速度时，增加喷射孔的数量就使得所需要的热空气流量增大，这样，就会增加其生产所需要的能量，因而增加飞行器的消耗。
根据另一方面，喷射的热空气和管道中流动的不太热的空气之间的温差越大，这两股气流的混合就越差，因此，刚刚喷射的热气流就会影响温度很高的管道的壁。因此就得到两股气流，一股气流的温度要比霜处理所要求的温度高很多，而第二股气流的温度不足以所述的处理。
为了限制刚刚喷射的气流的温度影响，文献FR-2813581和US-6443395提出在喷射设备24的后面布置一个将刚刚喷射的热空气与已经存在的在管道22中流动的不太热的空气进行混合的混合器，该混合器包括一个喷管形状的管子。这种方案的好处在于降低了管道22的壁承受到的最大温度值，并且由于混合，就能够得到温度足以处理霜的热气流，该气流的流量要比没有混合器的现有技术的刚刚喷射的很高温度的气流的大许多。
但是该混合器并不能令人十分满意，因为它构成了除喷射设备以外的附加构件，从而产生附加装载质量，要进行专门的维修。另外，因为进出窗在机舱的下部，所以如果要接触到喷射设备，则要将混合器移动偏离所述进出窗，因此不容易检查，在出现故障时，常常需要拆开空气入口，这样就迫使飞行器完全停机。
因此，本发明旨在克服现有技术的这些缺陷，提出一种用热空气来处理霜的飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括有最佳的热空气喷射设备。
发明内容
为此，本发明的目的在于飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括一个在所述空气入口的周边上延伸的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道中由此确保热空气在管道中沿其周边流动的喷射设备，其特征在于该喷射设备包括一个分配器，该分配器处在一个与在管道中流动的气流方向相交的平面中，该管道包括至少一个能够让管道中流动的气流通过的孔口，以及与热空气供应器相连的多个喷射孔，这些喷射孔设置在该通孔周围和/或这些通孔之间。
附图说明
通过结合附图阅读下面作为唯一例子给出的说明书的描述，将会更清楚地理解本发明的其他优点和特征，其中：
图1是飞行器机舱的透视图；
图2是沿机舱的前面的纵向平面作的剖视图；
图3A是表示根据现有技术的一个实施模式的热空气喷射设备的侧视图；
图3B是表示根据现有技术的另一个实施模式的热空气喷射设备的侧视图；
图4是表示根据本发明的结合有热空气喷射设备的空气入口的局部透视图；
图5是本发明喷射设备的透视图；
图6是本发明喷射设备的侧示图；
图7是沿本发明图6的热空气喷射设备的VII-VII线作的剖视图；和
图8是沿图6的VIII-VIII线作的剖视图，说明本发明的热空气喷射设备的喷射孔。
具体实施方式
在图2中示出了飞行器机舱的空气入口18。
空气入口能够将箭头38表示的空气流引向机械装置。
空气入口的前部基本为圆形，它在一个可以与纵轴基本垂直或不垂直的平面中延伸，前部位于12h稍前一点儿。但是，也可以考虑空气入口的其他形状。
本发明主要涉及与霜处理结合的机舱，所述的霜处理在于用机械装置处引出的热空气对霜进行处理。
根据一个实施模式，机舱包括一个称作前框20的隔板，该前框与空气入口18限定出一个管道22，该管道在机舱的整个周边延伸，其截面为D形。
根据一个实施模式，该管道22包括局部设置的热空气喷射设备24。
需要补充的是，管道22包括图4中可以看到的排放件26。
根据所示的例子，喷射设备24可以在管道22中产生沿顺时针(如图所示)或逆时针的气流。
喷射设备24可以设置在管道下部位置。
喷射设备24包括一个相对于前框20凸起的热空气输入管40，用任何合适的方式将该输入管与前框20连接(例如法兰盘)，在前框20中的一个孔的延长线上，有一个在所述前框后面通向所述孔的热空气供应器。根据变型，管40可以通过所述前框20，与热空气供应器相连。
该热空气供应器不再进行详细描述，因为它们是本领域技术人员公知的。热空气最好取自机械装置，利用一根或多根管道将热空气传通到空气入口。
根据图5-图8详细描述的本发明，热空气喷射设备24一方面包括一根与管40相连的环形管道42，该环形管道设置在与管道中的流动空气的方向相交的平面中，并且基本同心地处于管道22中，所述环形管道限定出一个用于管道中流动的空气的通孔44，另一方面包括设置在环形管道42周边的多个喷射孔46，适合于沿着与管道22中流动的气流方向基本融合的方向喷射热空气。
根据一个实施模式，将环形管道42设置在基本径向的平面中。
径向平面指的是含有纵轴16和径向方向的平面。
根据这种布置，刚喷射热空气以后，发现刚刚喷射的热气流受到第一根线48和第二根线50的限制，第一根线的直径大于或等于环形管道42的外径D，第二根线小于或等于环形管道42的内径。可以明显增大喷射的热气流和在管道22中流动的气流之间的热交换面积，但并没有增加管道中的喷射设备的体积，因而没有增加负载损失。
通常，喷射设备在与管道22中流动的气流方向相交的平面中包括一个分配器和多个喷射孔46，所述管道包括多个可以让管道中流动的气流通过其的孔口44，喷射孔与热空气供应器相连，这些喷射孔设置在该通孔44周围和/或这些通孔之间。
因此，通孔44可以不使负载的损失增加太多，并在喷射孔46喷射的热空气气流之间产生已在管道中流动的不太热的气流，这样就可以在刚刚喷射的热空气和已在管道中流动的热空气之间增加热交换面积。
图5-图8示出的一个变型成为一个简化了的变型，它包括一个可以使热交换面积和负载损失最佳的通孔。此外，该方案可以使孔的数量达到最佳，从而不增加飞行器的消耗。
根据本发明的另一特征，设置某些喷射孔46，以便沿图7所示的汇聚方向喷射热空气。
根据一个优选实施模式，环形管道42包括四个按90°均匀分布在环形管道周边的喷射孔46，每一个喷射孔被安排在一个基本为圆形截面、长度约为20mm的喷射管道52的端部。
将喷射管道52定好方向，以便喷射的热气流汇聚，从而产生扰动而且非层流的气流，这样有利于喷射的热空气和已在管道中流动的热空气之间进行混合。
为使喷射的热空气和已在管道中流动的热空气之间更好地进行混合，喷射管道52的轴与在管道中流动的气流方向形成小于20°的角度，最好约为10-15°的角度。
可以调整喷射管道52的方向，以便喷射的热气流形成具有绕穿过通孔44的气流进行螺旋运动的气流。
为了改进气流的混合和扰动，每一个喷射管道52的截面一直减小直至喷射孔，以便提高热气流的喷射速度。这样，如图8所示，喷射管道52为锥形，其一直减小到喷射孔46，其角度β小于20°，较优地，约为5-10°的角度。
为了固定数量级，环形管道的截面积约为400mm2，环形管道的外径约为120mm，其内经约为65mm，喷射孔46的直径约为13mm。

Claims (10)

1.一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括在所述空气入口的周边上延伸的管道，和局部设置的将热空气喷射到所述管道(22)中由此确保热空气在管道中沿其周边流动的喷射设备(24)，其特征在于，所述喷射设备(24)包括分配器，所述分配器处在与在所述管道(22)中流动的气流方向相交的平面中，所述喷射设备包括至少一个可以让所述管道中流动的气流通过所述分配器的通孔(44)，以及与热空气供应器相连的多个喷射孔(46)，所述多个喷射孔设置在所述通孔周围和/或所述通孔(44)之间。
2.根据权利要求1所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述喷射设备(24)一方面包括与所述热空气供应器相连的环形管道(42)，所述环形管道设置在与所述管道中的流动空气的方向相交的平面中，所述环形管道限定出用于所述管道中流动的空气的通孔(44)，另一方面包括设置在所述环形管道(42)周边的多个喷射孔(46)。
3.根据权利要求2的所述飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述环形管道(42)包括均匀分布在所述环形管道周边的喷射孔(46)，每一个喷射孔被布置在所述喷射管道(52)的端部。
4.根据上述任一权利要求所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，某些喷射孔(46)被设置成沿汇聚方向喷射热空气。
5.根据权利要求4所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述喷射设备(24)一方面包括与所述热空气供应器相连的环形管道(42)，所述环形管道设置在与所述管道中的流动空气的方向相交的平面中，所述环形管道限定出用于所述管道中流动的空气的通孔(44)，另一方面包括设置在所述环形管道(42)周边的多个喷射孔(46)，每一个喷射孔均被布置在所述喷射管道(52)的端部，调节所述喷射孔的方向，使得喷射的热气流汇聚。
6.根据权利要求5所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述喷射管道(52)的轴与在所述管道中流动的气流方向形成小于20°的角度(α)。
7.根据上述任一权利要求所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，某些喷射孔(46)被设置成使喷射的热气流形成具有绕穿过所述通孔(44)的气流进行螺旋运动的气流。
8.根据上述任一权利要求所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，每一个喷射孔(46)均被布置在所述喷射管道(52)的端部，所述喷射管道的截面一直减小到喷射孔，以便提高热气流的喷射速度。
9.根据权利要求8所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述喷射管道(52)的截面为锥形，其一直减小到喷射孔(46)，其角度(β)小于20°。
10.一种飞行器机舱，其包括上述任一权利要求所述的空气入口。
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