CN105026727A - 用于保护航空器部件免受异物损害的设备 - Google Patents

Abstract

一种用于保护航空器设备免受异物接触的装置，所述装置包括干涉布置，所述干涉布置在所述航空器设备上游的空气进口中，其中所述干涉布置被构造成物理地阻塞所述空气进口内的异物的通道。

Description

用于保护航空器部件免受异物损害的设备

相关申请的交叉引用和优先权申明

本申请要求于2013年3月6日提交的美国临时专利申请第61/773,235号的优先权，该专利申请的全部内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明涉及用于保护航空器和航空器部件免受来自异物撞击的损害的系统。更具体地，本发明涉及一种用于保护齿轮传动的涡轮风扇发动机的预冷器免受异物撞击损害的设备布置。

背景技术

已知引出由航空发动机产生的热压缩空气并且将该压缩空气提供给航空器上的设备以执行某些机上功能。具体地，已知用虹吸管从航空发动机吸出热压缩空气(也被称为“引出空气”)，使得热空气可以被用于航空发动机外部的航空器功能。例如，可以在航空器的加热、换气、和空气调节(“HVAC”)系统、航空器的防冰系统和航空器的燃料罐惰化系统中使用引出空气。

对于安装在具有两个发动机的航空器中的HVAC系统，引出空气通常用于虹吸管从每个发动机吸出并且被传送至相应的左右侧HVAC组。引出空气可以与驾驶舱和客舱中的再循环空气混合，其中，引出空气调节(即，加热)机舱温度并且对航空器的内部加压。

对于机翼防冰系统，热引出空气可以被用来加热航空器的易受冰堆积的区域，诸如，沿着机翼的前缘。

相对于航空器的燃料罐惰化系统而言，引出空气可以被用来减小航空器的燃料罐内的含氧量，从而最小化燃料罐内的燃料点燃的可能性。

取决于引出空气从发动机被移除的位置，引出空气可以在高达450℃或以上的温度下离开发动机。具体地，从靠近低压涡轮机的位置提取的引出空气可能处于约120℃的温度下。来自靠近高压涡轮机的位置的引出空气可以处于约500℃的温度下。因为引出空气的温度可能太高以至于无法直接在航空器的各种系统内循环，所以热引出空气在与航空器的其它系统中的一个或多个一起使用之前可能必须被冷却。因此，已知提供冷却装置(统称为预冷器)来根据应用将热引出空气冷却至在约200℃至232℃之间的温度。对于诸如其使用涡轮驱动风扇来提供推力的涡轮风扇发动机的发动机，预冷器通常被收纳为接近每个发动机，诸如在发动机的机舱内或发动机的挂架上方。

预冷器通常利用由风扇吸入的外部(或环境)空气来冷却热引出空气。一旦在机舱的内部，环境空气就可能在70℃(在热天低海拔处)与-60℃(在冷天高海拔处)之间。预冷器通常包括横向流动空气对空气热交换器，该热交换器将来自热引出空气流的热能传递至冷环境空气流，同时两个流保持彼此分离。如对于本领域的技术人员而言将明显的是，冷却的引出空气流从预冷却器离开供在航空器内使用。因此，经加热的环境空气流也从预冷器离开并且被排放至发动机舱中或发动机舱附近或航空器外部(例如，在挂架设施上方)。

通常，预冷器通过空气进口收集外部环境空气，空气进口以不直接面对引入环境空气流的方式定位。例如，预冷器空气进口可以被布置在机舱内在风扇后面并且被定向成使得其开口面对垂直于环境空气流的方向的方向。在其它布置中，预冷器空气进口可以通过机舱或挂架延伸，并且包括开口以便将进口暴露于航空器外部的环境空气。该开口不直接面对引入的环境空气流而是代之相对于空气流以一定的角度(通常垂直)定位。

在这些传统布置中，由于空气进口相对于环境空气流的方向的定向，异物将进入预冷器空气进口是不太可能的。因此，传统上，预冷器异物暴露一直不是显著的担忧。

然而，随着航空器要求和需求改变，预冷器空气进口的定位已经被改变从而保证异物侵入的考虑。例如，齿轮传动的涡轮风扇(GTF)发动机通常具有比非GTF发动机更低的风扇空气压力。为了补偿该较低的压力，具有99％回收率的风扇空气进口是必须的。因此，GTF发动机的预冷器装配有布置在风扇正下方的前向空气进口戽斗。该戽斗易受被携带入经过风扇到机舱中的环境空气流中的冰雹和其它异物的损害。这些物体通常以高速行进并且能够撞击和损害戽斗、预冷器或包含在其中的热交换器。这种异物撞击能够影响这些飞行中的部件的性能并且可能需要在地上代价高昂的延迟以便检查和修复预冷器布置。

因此，存在对用于保护暴露的预冷器布置以及其它暴露的航空器布置和部件免受异物接触和损害的装置的需要。

发明概要

本公开涉及一种用于保护航空器设备免受异物接触的装置，该装置包括干涉布置，该干涉布置布置在航空器设备上游的空气进口中，其中，干涉布置被构造成物理地阻塞空气进口内的异物的通道。

本公开还提供了一种用于齿轮传动的涡轮风扇航空器发动机的预冷器，该预冷器包括：热交换器；空气进口戽斗，其布置在热交换器的上游并且与热交换器流体连通，戽斗面对航空器行进的方向从而直接接收从航空器的外部进入发动机的环境空气流；和干涉布置，其布置在热交换器的上游并且被构造成物理地阻塞预冷器内的异物的通道。

本发明还提供了一种齿轮传动的涡轮风扇航空器发动机组件，该发动机组件包括：机舱；发动机，其布置在机舱的环形腔内并且由挂架支撑；预冷器，其被构造成接收并调节来自发动机热引出空气和从航空器的外部进入机舱的环境空气，其中预冷器包括前向戽斗，该前向戽斗被构造成接收环境空气，并且其中预冷器进一步包括干涉布置，该干涉布置被构造成物理地阻塞在预冷器内的环境空气中行进的异物的通道。

通过下列具体实施方式来例证上述和其它特征。

附图简述

图1是根据本发明的示例性实施例的具有异物保护布置的航空器涡轮发动机的侧视图；

图2是图1的发动机的示意截面图；

图3是其放大的局部视图；

图4是图1的发动机的局部前视图；

图5是图1的发动机的预冷器的侧视图；

图6A和图6B分别是示出异物保护装置的图5的预冷器的顶部和侧面示意截面图；

图7和图8是其前透视图，省略了预冷器的戽斗；

图9和图10是其类似的视图，示出异物保护布置的替代实施例；

图11是本发明的在另一实施例中的异物保护布置；

图12是其放大局部视图；并且

图13是图11的布置在预冷器中的异物保护布置的截面示意图。

具体实施方式

图1-3示出根据本发明的航空发动机系统的各种视图。在其中，航空器涡轮发动机10被描绘为被收纳在机舱12内。机舱12具有管形状并且通过挂架16从机翼14悬挂。机舱12形成环绕涡轮发动机10的环形腔18，空气能够流经环形腔18。在使用中，涡轮发动机10驱动定位在涡轮发动机10前面的风扇20，风扇20通过前空气进口22将环境空气25吸入到腔18中。该风扇空气或环境空气25经过机舱12并且从后空气出口24出来。环境空气25中的一些与燃料混合并且在涡轮发动机10内被燃烧，并且环境空气25中的一些被吸入经过涡轮发动机10以提供推力。该布置被称为涡轮风扇。在一个实施例中，发动机10包括用于驱动风扇20的缩短齿轮机构。该类型的航空器发动机布置被布置为齿轮传动的涡轮风扇(GTF)发动机。

环境空气25从航空器的外部被吸入到机舱12中并且相对于发动机内部的空气的温度而言通常在温度上更低。该冷环境空气25经涡轮机进口26进入涡轮发动机10并且经过低压压缩机28，低压压缩机28后面是高压压缩机30。然后，环境空气25与燃料混合并且在燃烧室32中被点燃。燃烧气体39经过上下压力涡轮34和36，促使旋转。上下压力涡轮34、36连接至风扇20和/或连接至上面提到的GTF齿轮机构，并且由于它们的旋转，驱动风扇20。燃烧气体39从上下压力涡轮34、36离开和通过在发动机10后部处的喷嘴38和涡轮机出口40离开。

如图2中所示，压缩机28和30、燃烧室32、以及涡轮34和36由发动机机罩41封闭，发动机机罩41形成涡轮发动机10的外壁。环形腔18延伸环绕发动机机罩41并且在其外范围处由机舱12的内表面包围。

如在图2-3中可以看到的，热压缩空气42流从涡轮发动机10流出。该热引出空气42优选分别经导管44和46从低压压缩机28和高压压缩机30被提取，被传送至预冷器50的热空气进口48。

预冷器50用于冷却热引出空气流42，产生冷却的热引出空气流52，热引出空气流52可以用于例如在航空器的HVAC系统中的、防冰系统中的其它航空器系统，或它可以被供给至相对的发动机的起动器起动机阀等。

在使用中，由风扇20从环境空气25吸入的冷空气流54在预冷器50的冷空气进口56处被接收。具体地，参见图3。冷空气流54和热引出空气流42经过布置在预冷器单元50内的热交换器58。热交换器58允许来自热引出空气流42的热能被转移至冷空气流54，从而冷却前者并且加热后者。以这种方式，热引出空气42在被定向以便在航空器内作为冷却的热引出空气52进一步使用之前在温度上下降至安全且充分的水平。

热交换器58可以以各种方式被实施。例如，热引出空气42可以通过由导电材料制成的多个管或翅片被供给。冷环境空气54在经过预冷器50时流经管或翅片，从而允许热传递发生。以这种方式，冷环境空气54被加热以产生经加热的环境空气64。类似地，热引出空气42被冷却以产生经冷却的热引出空气52。经加热的环境空气64经过预冷器50到腔18中并且在发动机10的后部处通过后出口24被排出。经冷却的热引出空气流52从经冷却的热空气出口60离开预冷器50，经冷却的热空气出口60经导管62连接至适当的航空器系统。经冷却的热引出空气52因而被前向定向供在航空器内进一步使用，如所讨论的。

戽斗68设置在预冷器50的冷空气进口56处从而增加被捕捉且被供给到预冷器50中的环境空气25的体积和/或压力。如本领域的技术人员将领悟的，戽斗68可以被设计成最大化进口压力并且最小化在其中的环境空气流25的压力损失。用于调节冷环境空气流54并且因此调节经冷却的热引出空气52的温度的风扇空气阀70也被设置在戽斗68与冷空气进口56之间。风扇空气阀70的大小和位置也经挑选为最大化进口压力并且最小化压降。如图3中所示，阀70以示例的方式被示出为蝶阀。

如在图1-6中所示，预冷器50被布置在风扇20的正下游的环形腔18中。预冷器50的戽斗68和冷空气进口56相对于行进的方向面朝前面。以这种方式，戽斗68并且因此预冷器50直接接收冷的环境空气流54。这具体地在图4中示出，图4示出恰好在风扇20的尾部的预冷器戽斗68的直接暴露。

预冷器50和戽斗68的这种前向定向是有利的，因为预冷器50暴露于最大进口空气流压力。然而，预冷器50的该定向将预冷器50及其各种部件暴露于异物损害的威胁。如所提及的，进入环形腔18的环境空气25从航空器的外部被提取并且然后由风扇20驱动通过腔18。该空气流25未被处理并且因此可以包括诸如冰雹、残渣等的异物。进入预冷器50的冷环境空气流54完全由环境空气25构成并且因此可以包括这些危害。由于预冷器组件50的前向性质，异物等可以由冷环境空气流54以高速直接输送至戽斗68中并且能够与戽斗68的内壁、冷空气进口56的内壁、风扇空气阀70相接触，或可以进入预冷器50本身的主体并且能够撞击热交换器58。如所提及的，这种热交换器58通常包括翅片或肋，空气经过所述翅片或肋。热交换器58和预冷器组件50的这些和其它元件可能是相对脆弱的并且因此由于异物撞击对损害很敏感。

为了保护示出的预冷器系统50免受异物损害，干涉布置设置在预冷器50中或在预冷器50上。干涉布置被构造成防止异物经过，同时允许冷环境空气54进入并且以空气流压力上的最小压降经过预冷器从而允许热交换器58的有效运动。

干涉布置可以采取多种形式。在图6A-6B中示意性地示出干涉布置的第一示例性实施例。在其中，多个杆或管51布置在预冷器50及其热交换器58上游的冷空气入口56中。杆51相对于发动机10竖直地(即，平行于Y轴)布置并且布置成大体上垂直于大体上沿Z方向行进的空气流54的方向。(参见图1、图6A、和图6B中的参考轴线。)杆51大致相互平行地延伸，并且如图所示，布置在沿着X轴延伸的两个线性行中。第一行52的杆51相对于第二行53的杆51被布置上游。第一行52的杆51相对于第二行53的杆51是交错的。也就是，第一和第二行52、53的杆51相对于空气流54的方向未对准。因此，当沿着Z轴从戽斗68观察时，第二行中的每个杆布置在第一行52的下游并且在第一行52的两个杆51之间。当然，这种情况的例外情况是两个杆51在第二行的任一端处。该交错布置可以在图6A以及也在图7和图8中可以看到，图7和图8提供预冷器50的透视图，且戽斗68被移除。图9和图10示出干涉布置的替代版本，其中，仅单排的杆51被布置在预冷器50的冷空气进口56中。进一步的替代版本包括上文所讨论的两行52、53的杆和附加行的杆51。例如，这种布置能够包括第三行的杆51、第四行的杆51等等。这些附加行可以是交错的和/或对准上游行的杆51。

杆51在图中以示例的方式被示出为大致圆柱形并且被示出为包括跨它们的长度一致的圆形截面。更一般地说，杆51可以包括曲线截面或直线截面或具有曲线特征和直线特征的组合的截面。另外，杆51的截面在杆与杆之间可以不同并且甚至在单个杆51内跨其长度可以变化。

如在附图中所示，杆51就厚度和长度而言可以具有相等的尺寸，或它们在第一行与第二行之间或在单行内在尺寸上可以不同。杆51之间的间隔跨相应的行可以是均匀且一致的。可替代地，该间隔可以变化。例如，相对于在低撞击区中间隔杆51而言，在很可能的异物撞击的区域中的杆51之间的间隔可以减小。

在本发明的替代实施例中，行52和53中的一个或多个的杆51相对于发动机10水平地布置，即，杆51沿着X轴布置。在进一步的实施例中，第一和第二行52、53中的一个或多个的杆51以在X轴与Y轴之间的角度布置，使得杆相对于发动机10有角度地(不水平或不垂直)延伸。在另一个实施例中，行52和53中的一行或多行的一些或所有杆51可以跨冷空气进口56以曲线路径而非以线性形式延伸。

如图示的，杆51被布置在预冷器组件50的冷空气进口56中。一般而言，杆51可以布置在这样的任意位置：对于封堵预冷器组件50内的异物的通道足够，同时允许充分的冷空气流54通过热交换器58以高效且有效地冷却该热引出空气42。例如，杆51可以布置在热交换器58上或非常接近于热交换器58(即，冷空气进口56的下游)。可替代地，杆51可以被安装在戽斗68内或在戽斗68的前向开口处。

在本发明的一个实施例中，杆51由任意已知的传统装置加热。对杆51的加热阻止杆51上的冰的堆积。因此，如果冰雹或其它冰冻残渣由杆51拦截，则它将由于加热的杆而熔化并且最后作为水分或蒸汽经过预冷器。

如所提及的，本发明的干涉布置可以采取任意形式，其被构造成防止或至少抑制异物的通道，而同时允许冷环境空气54以空气流压力上的最小压降进入并且经过预冷器从而允许热交换器58的有效运行。

图11-13示出干涉布置的另一个替代实施例。在此处，干涉布置包括厚筛子200，厚筛子200包括第一筛子元件202和第二筛子元件204。在说明性实施例中，第一和第二元件202、204彼此垂直布置，并且每个元件202、204包括固定至框架208的端206。筛子200被布置在预冷器组件50的冷空气进口56中，如在图15的示意图中具体地示出的。筛子200跨进口56的区域延伸并且被布置成大致垂直于冷空气流54的方向。各个第一元件202布置成相互平行并且相对于第二元件204正交。类似地，各个第二元件204布置成相互平行，但是仍然与第一元件202正交。第一和第二元件202、204基本上是相交的杆或棒，其中，它们相互交叉或被固定地编织在这些位置从而基本上相互旁通。第一和第二元件202、204基本上形成网格，在目前的实施例中，网格界定多个方形空间210。

如图13中所示，筛子200被布置在预冷器50和热交换器58的正上游的冷空气进口56内。筛子200跨冷空气进口56的内部区域延伸从而被布置成大致垂直于冷空气流54的方向。

筛子200阻止异物直接撞击热交换器58的翅片59。也就是，第一和第二筛子元件202、204的形状、尺寸和布置适于拦截可以被包含在冷空气54内的冰雹、残渣和其它异物。此外，元件202、204界定的空间210的大小适于在它移动经过预冷器50时最小化冷空气流54的压降，以因此允许对热交换器58的有效操作。

与杆51一样，对筛子布置200的描述仅是示例性的。在本公开的宽范围内，第一筛子元件202和第二筛子元件204的形状、大小、定向和布置可以变化并且可以被改变。例如：元件202和204相对于发动机可以有角度地、水平地或竖直地延伸；元件202、204的截面可以是曲线的、直线的或两者；元件202、204的截面跨它们相应的长度可是一致的并且在类似的元件中是一致的或截面可以在一个或两个方面上变化；等。元件202、204可以被布置成均匀或非均匀地跨相应的布置200。另外，筛子布置200可以被布置在预冷器组件50内任意适当的位置处。也就是，布置200可以布置在这样的任意位置：对于封堵预冷器组件50内的异物的通道足够，同时允许充分的冷空气流54通过热交换器58以高效且有效地冷却该热引出空气42。例如，布置200可以布置在热交换器58上或非常接近于热交换器58(即，冷空气进口的下游)。可替代地，布置200可以被安装在冷空气进口56内、在戽斗68内或在戽斗68的前向开口处。

此外，类似于杆51，筛子布置200可以由任意传统装置加热以便防止冰堆积在各个元件202、204上。

虽然已经相对于GTF发动机的预冷器单元描述了异物干涉布置的上文讨论的实施例，但当然，本发明的应用并不限于该构造。可以在非GTF发动机的预冷器单元或在需要保护免于被所接收的空气流中的异物接触的任意其它适当的发动机组件或航空器部件中利用所讨论的干涉布置和/或其附加替代实施例。

如本文中所使用的术语“包含”、“具有”和“包括”是包罗性的(开放式的)并且不排除附加未列举的元件或方法步骤。除非上下文另外清楚地指示，单数形式“一个”和“所述”包括多个指示物。术语“或”是指“和/或”。在整个说明书中，对“一个实施例”、“另一个实施例”、“一实施例”等的引用意味着相对于该实施例所描述的具体元件(例如，特征、结构和/或特性)被包括在本文所描述的至少一个实施例中，并且在其它实施例中可以存在或不存在。此外，应理解的是，所描述元件在各实施例中可以以任意适当的方式组合。

虽然已参照一示例性实施例描述了本发明，但是本领域内的技术人员应理解，在不脱离本发明的范围的情况下，可以做出各种改变并且可以用等同物来替代本发明的元件。此外，在不脱离本发明的基本范围的情况下，可以做出许多修改以使具体情形或材料适应于本发明的教义。因此，意图是，本发明不受到被公开为本发明预期用于实施本发明的最佳方式的具体实施例的限制，而是本发明将包括落入所附权利要求的范围内的所有实施例。

Claims (17)

1.一种用于保护航空器设备免遭异物接触的装置，所述装置包括：

干涉布置，其布置在所述航空器设备上游的空气进口中；

其中所述干涉布置被构造成物理地阻塞所述空气进口内异物的通道。

2.根据权利要求1所述的装置，其中所述将受到保护的设备包括预冷器热交换器。

3.根据权利要求2所述的装置，其中所述预冷器热交换器连接到且布置到所述空气进口的下游。

4.根据权利要求3所述的装置，其中所述预冷器热交换器和所述空气进口布置在航空器涡轮发动机内，并且其中所述空气进口被布置在所述涡轮发动机的风扇下游的前向布置中。

5.根据权利要求1所述的装置，其中所述干涉布置包括多个大致线性杆，所述多个大致线性杆在大致垂直于空气流的方向上跨所述空气进口延伸。

6.根据权利要求5所述的装置，其中所述多个线性杆在所述空气流的方向上相互以交错方式布置。

7.根据权利要求5所述的装置，其中所述多个线性杆包括第一行杆和第二行杆，所述第一行杆大体上定位在跨所述空气进口延伸的第一平面内，所述第二行杆定位在跨所述空气进口延伸的第二平面内，其中所述第一平面相对于所述第二平面在上游，并且所述第一行的杆相对于所述第二行的杆是交错的。

8.根据权利要求7所述的装置，其中所述杆是交错的，使得在平行于空气流的方向上在所述空气进口中行进的异物将撞击所述第一行中的杆或所述第二行中的杆。

9.根据权利要求5所述的装置，其中所述杆具有大体上圆形截面。

10.根据权利要求5所述的装置，其中所述将受到保护的设备包括预冷器热交换器，所述预冷器热交换器连接至并且布置到所述空气进口的下游，其中所述预冷器热交换器和所述空气进口布置在航空器涡轮发动机内，其中所述空气进口布置在所述涡轮发动机的风扇下游的前向布置中。

11.根据权利要求1所述的装置，其中所述干涉布置包括加热元件，所述加热元件被构造成防止在所述干涉布置上的冰堆积。

12.根据权利要求1所述的装置，其中所述干涉布置包括筛子，所述筛子在大致垂直于空气流的方向上跨所述空气进口延伸。

13.根据权利要求12所述的装置，其中所述筛子包括多个线性元件，所述多个线性元件相互垂直布置以形成网格，所述网格界定大致方形的孔，空气流经过所述方形的孔，所述网格被构造成拦截并保留所述异物。

14.根据权利要求13所述的装置，其中所述将受到保护的设备包括预冷器热交换器，所述预冷器热交换器连接至并且布置到所述空气进口的下游，其中所述预冷器热交换器和所述空气进口布置在航空器涡轮发动机内，其中所述空气进口布置在所述涡轮发动机的风扇下游的前向布置中。

15.根据权利要求1所述的装置，其中所述干涉布置进一步被构造成最小化跨所述干涉布置的空气流中的压降。

16.一种用于齿轮传动的涡轮风扇航空器发动机的预冷器，其包括：

热交换器；

空气进口戽斗，其布置在所述热交换器的上游并且与所述热交换器流体连通，所述戽斗面对所述航空器行进的方向从而直接接收从所述航空器的外部进入所述发动机的环境空气流；和

干涉布置，其布置在所述热交换器的上游并且被构造成物理地阻塞所述预冷器内的异物的通道。

17.一种齿轮传动的涡轮风扇航空器发动机组件，其包括：

机舱；

发动机，其布置在所述机舱的环形腔内并且由挂架支撑；

预冷器，其被构造成接收并调节来自所述发动机的热引出空气和从所述航空器的外部进入所述机舱的环境空气；

其中所述预冷器包括前向戽斗，所述前向戽斗被构造成接收所述环境空气；且

其中所述预冷器进一步包括干涉布置，所述干涉布置被构造成物理地阻塞在所述预冷器内的环境空气中行进的异物的通道。