CN104918854A - 用于涡轮喷气发动机机舱元件的电除冰设备 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的电除冰/防冰设备，包括：-包括两个加热级的加热组件，被置于待防止结霜的所述机舱元件中；-电能供电电路，向所述加热组件的第一级传递主电压，且包括：电力供应源；除冰/防冰电路(13)，与所述加热组件连接并由所述电力供应源提供电压。根据本发明的所述除冰设备的特征在于它进一步包括用于为所述加热组件的第二级传递补充电压的装置(25，29)。
Description
技术领域
本发明涉及一种尤其是用于航空涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱进气口唇缘的电除冰/防冰设备，并涉及一种装备有这种设备的机舱。本发明还涉及一种机舱元件的和飞机元件的电除冰/防冰方法。
背景技术
飞机由一个或多个推进组件推进，每个均包括被封装在机舱内的涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机。每个推进组件均通过一般地位于机翼之下或机身上的桅杆被固定到所述飞机。
机舱一般具有这样的结构：包括发动机的进气口上游、围绕涡轮喷气发动机风扇的中段、容纳推力反向装置并意在围绕所述涡轮喷气发动机的燃烧室的下游段，并一般地由其出口位于所述涡轮喷气发动机的下游的喷嘴终止。
所述进气口包括：一方面进气口唇缘和另一方面下游结构，所述进气口唇缘适配于允许朝着所述涡轮喷气发动机的提供给风扇和所述涡轮喷气发动机的内压缩机的必要空气的最佳吸收，所述唇缘被添加在所述下游结构上并用于朝着所述风扇叶片引导空气。所述组件被固定在属于所述机舱的所述上游段的风扇护套的上游。
在飞行期间，根据温度和湿度的情况，在所述机舱上，特别是在所述进气口唇缘的外表面处可能结霜。冰和霜的存在改变了所述进气口的空气动力学属性，并扰乱了朝着所述风扇的空气的流动。此外，如果发生冰块分离，由所述发动机造成的吸入冰块和在所述机舱的进气口上的结霜会损害所述发动机，对飞行安全构成风险。
一种对外表面除冰的解决方案在于通过使有关表面保持足够温度来防止在该外表面上形成冰。
因此，例如从美国专利4688757已知的是，收集涡轮喷气发动机压缩机处的热空气并把它带到所述进气口唇缘，以加热壁。
然而，这种设备在所述涡轮喷气发动机和所述进气口之间需要热空气吸入管道系统，和在所述进气口唇缘处的热空气排放系统。这种做法增加了推进组件的重量，这是不可取的。
为了最大化地减轻机舱(更一般地，航空仪器)构造中使用的结构的重量，普遍采取的是使用复合材料。
这些特别是用于生产所述机舱的所述进气口唇缘的材料的使用，一般与前述气动除冰和防冰设备不相容。
实际上，这些材料的暴露温度一般不允许超过临界阈值，以防止材料变性并因此损害所述结构。
由于电除冰/防冰系统，这些缺点已经被克服。
文献EP1495963可以特别地被引用，虽然很多其他文献与电除冰及其进展有关。
电除冰设备的实现使用加热电阻组件(也称作加热垫)，所述加热电阻组件被植入外表面附近的所述进气口唇缘处并由电力供应源提供电能。
欧洲专利申请EP1953085也可以被引用，其涉及用于提供加热垫的电气架构。
在本申请中描述的架构提供了一种源于专用于加热垫组件的发电机的电力供应源。
这些架构允许调节所述机舱的所述进气口的不同区域的温度。然而，这些除冰系统在重量、可靠度和可用性方面过于复杂和过重。
发明内容
本发明的目的是提供一种除冰设备，其易于安装、不损害复合材料、在质量方面廉价、可靠度高，并且具有高可用性。
为了这个目的，本发明涉及一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的电除冰/防冰设备，包括：
-包括两个加热级(étage)的加热组件，被置于待防止结霜的所述机舱元件中；
-电能供电电路，向所述加热组件的第一级传递主电压，且包括：
○电力供应源；
○除冰/防冰电路，其连接至所述加热组件由所述电力供应源提供电压；
所述除冰设备特征在于，它进一步包括用于为所述加热组件的第二级传递补充电压的装置。
因此，通过提供用于把主电压的补充电压传递到第二加热级的装置，所述第二级仅在飞行的特别阶段期间提供，从而允许相对于现有技术而言，极大地减少所述加热组件的能量消耗。举例来说，飞机上升或下降阶段期间，可以向所述第二加热级提供电压。此外，如果所述第一级发生故障，所述第二级构成了附加的安全保障。
另外，所述单个电路允许向所述加热组件提供电能，从而也相对于现有技术而言，简化了用于所述加热元件的电网络架构。
根据本发明，用于传递所述补充电压的装置进一步包括：
-至少一个温度传感器，被放置在待防止结霜的机舱元件内；
-至少一个接触器，被集成到所述除冰电路而且又在进气口处连接至所述电力供应源以及在出气口处连接至所述加热组件的所述第二加热级；
-至少一个控制单元，被连接到所述温度传感器和所述接触器，适配于可选地控制抑制位置和闭合位置之间的接触器的通道，根据抑制位置不向所述第二级提供电压，根据闭合位置向所述第二级提供电压。
可选地，所述控制单元被集成到所述除冰电路，其允许提供紧凑并易于集成的除冰设备。
根据依照本发明的所述除冰设备的第一实施例，所述电力供应源由飞机电网络构成。
根据该实施例，所述除冰电路包括：
-功率转换级，其由所述飞机电网络提供电压并与所述控制单元连接，所述功率转换级适配于把所述飞机电网络传递的交流电压转换成可变的直流电压；
-接触器，其进口连接至所述功率转换级的出口且其出口连接至所述加热组件的所述第二加热级，所述接触器受所述控制单元控制。
根据依照本发明的所述除冰设备的第二实施例，所述电力供应源由发电机构成。
根据该实施例，所述发电机被进一步连接到所述加热组件的所述第一级，且所述除冰/防冰电路由接触器构成，该接触器的进口连接至所述发电机且出口连接至所述加热组件的所述第二加热级，所述接触器受所述控制单元控制。
此外，所述加热组件包括四个分布在待防止结霜的所述机舱元件的外围上的加热器。
本发明还涉及一种用于涡轮喷气发动机或者涡轮螺旋桨发动机的机舱，包括根据本发明的除冰/防冰设备，其特征在于所述加热组件被集成到所述机舱的进气口唇缘。
本发明还涉及一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的除冰/防冰方法，所述机舱包括根据本发明的除冰/防冰设备，所述方法特征在于，其包括如下步骤，旨在：
-识别机舱元件的温度；
-根据被识别的温度，向所述加热组件的所述第一级传递可变主电压；
-如果待防止结霜的所述机舱元件的温度值低于预定温度值，则向所述加热组件的所述第二级传递补充电压。
最后，本发明涉及一种飞机元件的除冰/防冰方法，所述元件包括根据本发明的除冰/防冰设备，其特征在于，它包括如下步骤，旨在：
-识别所述组件的元件的温度；
-根据被识别的温度，向所述加热组件的所述第一级传递可变主电压；
-如果待防止结霜的所述机舱元件的温度值低于预定温度值，则向所述加热组件的所述第二级传递补充电压。
附图说明
一旦阅读了下面的描述并查阅了附图，本发明的其他特征和优势将变得显而易见，其中：
-图1以横截面示意性地说明了用于装备有加热组件的涡轮喷气发动机的机舱进气口唇缘；
-图2以横截面示意性地说明了所述除冰设备的加热组件；
-图3表示了根据本发明的所述除冰设备的第一实施例；
-图4详细地表示了根据第一实施例的所述除冰设备的所述除冰电路；
-图5是所述除冰设备的第二实施例的图解；
-图6详细地说明了根据第二实施例的所述除冰设备的所述除冰电路。
在所有附图上，相同或相似的附图标记代表相同或相似的部件或部件的组件。
具体实施方式
此外，术语“上游”和“下游”是根据直接喷射操作中所述机舱内气流的流动方向定义的，所述机舱的上游对应于气流通过其进入的机舱的一部分，而下游对应于所述气流的喷出区域。
此外，“除冰/防冰设备”是指任何适配于允许除冰或者防止结霜的组件。
参考图1，以横截面示意性地说明了用于装备有加热组件1的涡轮喷气发动机的机舱进气口唇缘，所述加热组件包括四个具有相同设计的、分布在所述机舱进气口唇缘的外围上的加热器3a，3b，3c，3d，分别“在3点钟”、“在6点钟”、“在9点钟”和“在12点钟”。
所述加热组件主要用于被集成到涡轮喷气发动机机舱的复合的、整体的或带夹层的进气口唇缘。当然，所述加热组件还可以装备在所述机舱的其他区域或所述飞机的其他区域。另外，这种组件不仅限于用在航空领域。
参考以横截面表示加热器3a的图2，这种加热器包括两个在所述加热器的厚度上形成叠加层的加热级5和7。更具体地，一旦被安装在待防止结霜的机舱或飞机元件中，所述加热级5就覆盖待防止结霜的元件的、离空气流动区域最近的区域，同时叠加在所述加热级5的所述加热级7远离与空气流动相接触的区域。在一种已知的方式中，所述加热级用导电金属材料制成。
各加热级5，7均在通常被粘性装置(诸如胶水)固定于所述加热级上的电绝缘体9的任一侧的顶部。对于所述绝缘体9，它们例如由玻璃层制成。
当然，所述电阻元件和绝缘元件可以分别由任何其他的导电和绝缘材料制成。
借助于单个电能供电电路(未在该图上表示)，向所述加热组件的各加热级5，7提供电能。
所述电能供电电路包括向与所述加热组件连接的除冰(或防冰)电路提供电压的电力供应源。
根据图3和4表示的第一实施例，所述电能供电电路包括由所述飞机的三相网络11构成的电力供应源，通常传递交流电压，与除冰/防冰电路13(“机舱防冰”也被称为“NAI”)的进口直接连接。
在分别供应电压的输出电缆15，17处，所述除冰/防冰电路13接收所述加热组件的所述第一和第二加热级。
根据本发明，所述除冰/防冰电路13包括功率转换级19，其包括两个冗余的开关单元21，23，每个开关单元均适配于把所述飞机的电网络传递的交流电压转换成可变的直流电压。
所述单元21和23连接至控制单元25，该控制单元根据所述单元的可用性激活所述单元中的任一个。
所述控制单元25进一步连接至温度传感器27a，27b，27c，27d，每个温度传感器分别被放置在各加热器3a，3b，3c，3d中。
所述除冰/防冰电路13包括接触器29，接触器29的进口连接至所述功率转换级19的出口。在所述接触器29的出口处，提供了与所述第二加热级7连接的电缆17。
所述接触器29进一步连接至所述控制单元25，该控制单元控制闭合位置和抑制位置之间的所述接触器29的可选通道，如此后详述的那样。
举例来说，所述接触器29可以由电或机电混合式开关构成。
现在将描述本发明的第一实施例的所述除冰设备的运行。
飞机电网络11向所述除冰/防冰电路13提供交流电压。
由所述冗余的开关单元21，23构成的所述功率转换级19确保把所述电网络11传递的交流电压转换成可变电压。
所述控制单元25根据所述驱动所述开关单元21，23的可用性决定驱动它们的任一个。
此外，所述温度传感器27a，27b，27c，27d将在各加热器3a，3b，3c，3d处被识别的温度值返回到所述控制单元25。
因此，所述控制单元25调节提供给所述第一加热级5的输出电压(称为主电压)的值，以便于不论外部气候条件如何，均保持所述唇缘的温度恒定。
所述接触器29在抑制位置，在该位置其不向所述加热组件的所述第二级7传递电压。
当所述除冰/防冰电路13的出口中传递的电压不足以保持所述机舱进气口唇缘的温度恒定时，所述温度传感器通知所述控制单元25，该控制单元使所述接触器29的通道从其抑制位置激活到闭合位置，在该位置允许把可变直流电压(作为对传递给所述第一加热级5的主电压的补充)传递给所述加热组件的所述第二级7。
为此，所述温度传感器27a，27b，27c，27d、所述控制单元25和所述接触器29构成用于把补充电压传递给向所述加热组件的所述第二级提供主电压的装置。
所述第二加热级7的补充电压供应通常在飞行的特定阶段期间(诸如所述飞机的上升或下降阶段)介入。
举例来说，在上升阶段，向所述加热器3d的所述第二加热级7提供补充电压，而在下降阶段，向所述加热器3b的所述第二加热级提供补充电压。此外，在穿过极厚的云层时，向所述加热器3b和3d的所述第二加热级提供补充电压。
更一般地，要求激活所述加热组件的所述第二级的飞行阶段是那些需要电功率，而仅仅提供给所述加热组件的所述第一级的功率不足以保持防止结霜或冰或允许除冰的温度。因此，所述第二加热级的供电不限于所述飞机的单独的上升或下降阶段，而是还可以在所述飞机用巡航动力时(例如在其中特定事件突然改变了所述机舱进气口唇缘的温度的情况下)介入。
换句话说，当所述加热器的所述第一级达到最大加热能力时，所述第二加热级被在局部地并临时地供电。
通过仅在所述飞机的飞行阶段的特别事件期间向所述第二级提供电压，所述除冰设备的能量消耗相对于现有技术而言是有限的。此外，被传递给各级的电压适配于不论外部气候条件如何，均保持所述进气口唇缘中的温度恒定。
另外，相对于现有技术，由于被添加到所述除冰电路的单个接触器，单个的电力供应源允许对若干个加热级彼此独立地供电。
现在参考说明了根据本发明的第二实施例的除冰设备的图5和6。
所述电力供应源由安装在与发动机涡轮轴机械耦合的变速箱上的专用发电机31构成。
所述发电机经由电缆32把电压传递给所述加热组件的第一级和除冰电路(“NAI”)33，所述电压具有根据所述涡轮轴的转速的可变频率。
所述除冰电路33在出口处接收向所述加热组件的所述第二加热级提供电压的电缆35。
所述除冰电路33包括连接至所述温度传感器27a，27b，27c，27d的控制单元37。
根据本发明，所述除冰电路33包括单个的接触器39，该接触器39连接到与所述第二加热级相连接的电缆35。由于在其连接的出口处的控制单元37，所述接触器39被激活或抑制。举例来说，所述接触器可以由电或机电混合式开关构成。
根据本发明的第二实施例的除冰/防冰设备的运行与第一实施例的运行类似，除了所述除冰/防冰电路不再对所述电力供应源传递的电压进行转换。
所述发电机31向所述加热组件的所述第一加热级5和所述除冰电路33提供电压。
所述温度传感器27a，27b，27c，27d向所述控制单元37返回在各加热器3a，3b，3c，3d处被识别的温度值。
因此，所述控制单元37调节提供给所述第一加热级的输出电压的值，以便于不论外部气候条件如何，均保持所述唇缘的温度恒定。
所述接触器39在抑制位置，在该位置其不向所述加热组件的所述第二级传递电压。
当所述发电机传递的电压不足以保持所述机舱进气口唇缘的温度恒定时，所述控制单元使所述接触器29的通道从其抑制位置激活到闭合位置，在该闭合位置允许将可变电压(对传递给所述第一加热级5的主电压进行补充)传递给所述加热组件的所述第二级7。
像以前那样，所述温度传感器27a，27b，27c，27d、所述控制单元37和所述接触器39构成用于传递对提供给所述加热组件的第二级的主电压进行补充的电压的装置，向所述第二级提供补充电压通常优选地在飞行的特定阶段期间(诸如所述飞机的上升或下降阶段)介入。
由于本发明，通过向具有加热垫的若干个级的网络提供单个电力供应源，所述除冰/防冰设备相对于现有技术的解决方案简化了。
实际上，所述单个的电力供应源向第一加热级永久地供电，所述第一加热级是与流动的空气接触的区域最接近的一个。当气候条件要求额外的加热功率时，根据本发明的所述除冰设备向叠加在所述第一加热级的第二加热级提供电能，并远离与所述流动空气接触的区域。所述第二级，在某种程度上，起到偶尔被同一电源(像以永久的方式向所述加热器的第一级供电的那个那样)激活的热增强的作用。
根据待防止结霜的机舱元件的被识别温度，直接提供于所述除冰/防冰电路中的所述接触器允许或不允许向所述加热组件的所述第二级供电，使得不论外部气候条件如何，所述温度均保持恒定。
此外，根据本发明的除冰设备允许改善所述除冰设备的安全性，以增加所述加热组件的可用性。实际上，所述加热组件的所述第一级如果发生功能紊乱，所述控制单元就将所述接触器从其抑制位置激活到其闭合位置，以使得向所述第二级提供电压。这允许确保所述除冰设备在所述初级加热元件的飞行期间发生故障时的运行。
最后，不言而喻，本发明不仅限于通过说明实例在上面描述的该除冰/防冰设备的实施例，而是，它包括所有涉及所描述的装置及其组合的技术等价物的变体，只要这些落入本发明的范围内。
Claims (11)
1.一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的电除冰/防冰设备，包括：
-包括两个加热级(5，7)的加热组件(1)，被置于待防止结霜的机舱元件中；
-电能供电电路，向所述加热组件的第一级(5)传递主电压，且包括：
○电力供应源(11，31)；
○除冰/防冰电路(13，33)，其连接至所述加热组件(1)并由所述电力供应源(11，31)提供电压；
所述除冰设备特征在于，它进一步包括用于为所述加热组件(1)的第二级(7)传递补充电压的装置(27a，27b，27c，27d，29，39，25，37)。
2.根据权利要求1所述的电除冰/防冰设备，其特征在于，用于传递所述补充电压的装置进一步包括：
-至少一个温度传感器(27a，27b，27c，27d)，其被放置在待防止结霜的机舱元件内；
-至少一个接触器(29，39)，其被集成到所述除冰电路(13，33)而且又在进口处连接至所述电力供应源(11，31)以及在出口处连接至所述加热组件(1)的所述第二加热级(7)；
-至少一个控制单元(25，37)，其被连接到所述温度传感器(27a，27b，27c，27d)和所述接触器(29，39)，适配于可选地控制抑制位置和闭合位置之间的接触器的通道，根据抑制位置不向所述第二级(7)提供电压，根据闭合位置向所述第二级提供电压。
3.根据权利要求2所述的除冰/防冰设备，其特征在于，所述控制单元(25，37)被集成到所述除冰/防冰电路(13，33)。
4.根据权利要求1到3中任一项所述的除冰/防冰设备，其特征在于，所述电力供应源由飞机电网络(11)构成。
5.根据权利要求2和4所述的除冰/防冰设备，其特征在于，所述除冰/防冰设备(13)包括：
-功率转换级(19)，由所述飞机电网络(11)提供电压并与所述控制单元(25)连接，所述功率转换级适配于将所述飞机电网络传递的交流电压转换成可变的直流电压；
-接触器(29)，其进口连接至所述功率转换级(19)的出口且其出口连接至所述加热组件(1)的第二加热级(7)，所述接触器受所述控制单元(25)控制。
6.根据权利要求1到5中任一项所述的除冰/防冰设备，其特征在于，所述电力供应源由发电机(31)构成。
7.根据权利要求2和6所述的除冰/防冰设备，其特征在于，所述发电机(31)被进一步连接到所述加热组件(1)的第一加热级(5)，且所述除冰/防冰电路(33)由接触器(39)构成，该接触器的进口连接至所述发电机且出口连接至所述加热组件的第二加热级(5)，所述接触器受所述控制单元控制。
8.根据权利要求1到7中任一项所述的除冰/防冰设备，其特征在于，所述加热组件(1)包括分布在待防止结霜的机舱元件的外围上的四个加热器(3a，3b，3c，3d)。
9.一种用于包括根据权利要求1到7中任一项所述的除冰/防冰设备的涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机的机舱，其特征在于，所述加热组件(1)被集成到所述机舱的进气口唇缘。
10.一种用于涡轮喷气发动机/涡轮螺旋桨发动机的机舱元件的除冰/防冰方法，所述机舱包括根据权利要求1到8中任一项所述的除冰/防冰设备，其特征在于，它包括如下步骤：
-识别机舱元件的温度；
-根据被识别的温度，向所述加热组件(1)的第一加热级(5)传递可变主电压；
-如果待防止结霜的机舱元件的温度值低于预定温度值，则向所述加热组件(1)的第二加热级(7)传递补充电压。
11.一种飞机元件的除冰/防冰方法，所述元件包括根据权利要求1到8中任一项所述的除冰/防冰设备，其特征在于，它包括如下步骤：
-识别所述组件的元件的温度；
-根据被识别的温度，向所述加热组件(1)的第一加热级(5)传递可变主电压；
-如果待防止结霜的所述机舱元件的温度值低于预定温度值，则向所述加热组件(1)的第二加热级(7)传递补充电压。
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| C10 | Entry into substantive examination | ||
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| C02 | Deemed withdrawal of patent application after publication (patent law 2001) | ||
| WD01 | Invention patent application deemed withdrawn after publication |
Application publication date: 20150916 |