CN105992867B - 用于飞机的防冰系统及其方法 - Google Patents
用于飞机的防冰系统及其方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105992867B CN105992867B CN201480058592.0A CN201480058592A CN105992867B CN 105992867 B CN105992867 B CN 105992867B CN 201480058592 A CN201480058592 A CN 201480058592A CN 105992867 B CN105992867 B CN 105992867B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- gas
- nozzle
- icing system
- passage
- chamber
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 25
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 20
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 16
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 16
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 7
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 6
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000006870 function Effects 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 2
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 2
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- PCHJSUWPFVWCPO-UHFFFAOYSA-N gold Chemical compound [Au] PCHJSUWPFVWCPO-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052737 gold Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010931 gold Substances 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 1
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 1
- 229910001220 stainless steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010935 stainless steel Substances 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/02—De-icing means for engines having icing phenomena
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/11—Two-dimensional triangular
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/221—Improvement of heat transfer
- F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Body Structure For Vehicles (AREA)
Abstract
一种防冰系统(303)可设置在具有其外表面(301)可经受冰形成的外壁(210)的腔室(212)内。所述防冰系统包括被布置来将热气体注入在所述腔室(212)内的喷嘴(213)。气体混合装置(214)限定用于接收来自所述喷嘴(213)的热气体的通道(305)。所述气体混合装置(214)包括引起涡旋特征部，所述引起涡旋特征部用于在来自所述喷嘴(213)的热气体注入到所述通道(305)中时通过涡旋效应致使来自所述腔室(212)的气体被吸入到所述通道(305)中。
Description
相关申请的交叉引用
本申请要求2013年10月25日提交的美国专利申请号61/895,540的优先权，所述专利的公开内容以引用的方式整体并入本文。
技术领域
本发明的一个方面涉及防冰系统。防冰系统可应用在例如飞机中，具体地用于阻止在发动机舱的进气口唇口(inlet lip skin)上形成冰。本发明的其他方面涉及飞机和防飞机结冰的方法。
背景技术
飞机零件、具体地是面向前方的表面可能经受冰形成。例如，冰可在飞行期间形成在发动机舱的进气口唇口上。已经形成在飞机零件上的冰可能改变飞机的空气动力特性并且增加飞机重量。这可能导致燃料消耗量增加或者需要对飞机进行不同的控制，或者两者皆有。最严重地，冰形成可能导致失去对飞机的控制。此外，已经形成的一块冰可能破裂并且损坏飞机零件。这种损坏可随后导致前述结果中的一种。
飞机有利地设置有防冰系统，以便阻止在一个或多个飞机零件上形成冰。通常，防冰系统加热可能经受冰形成的飞机零件以便阻止冰形成。为此目的，防冰系统可使用可从涡轮发动机排出的热压缩空气。气体流动路径朝向需要被加热的飞机零件输送此热压缩空气以便阻止冰形成。
防冰系统可包括沿需要防冰的飞机零件的内表面布置的所谓的短笛导管。已排出的压缩热空气应用到短笛导管。短笛导管包括多个相对小的出口，所述出口将压缩热空气喷射到内表面，这导致加热需要防冰的飞机零件。然而，短笛导管给飞机增加了重量，这导致燃料消耗量增加。
专利公布US 4,688,745描述一种用于在喷气发动机的前缘处的环形外壳的防冰系统。热气体(诸如来自喷气发动机的热高压区段的空气)被引导通过导管，所述导管通过隔板进入环形外壳。导管随后转向大约90°到与前缘环带相切的方向。离开导管的热气体夹带环形外壳中的较冷空气，导致较大的空气团在环形外壳周围循环地涡旋。
发明内容
存在对允许改善的防冰效率的解决方案的需要。
根据本发明的一方面，提供一种用于在具有其外表面可能经受冰形成的外壁的腔室内使用的防冰系统，所述防冰系统包括：
-喷嘴，其被布置来将热气体注入在腔室内；以及
-气体混合装置，其限定用于接收来自喷嘴的热气体的通道，所述气体混合装置包括引起涡旋特征部，所述引起涡旋特征部用于在来自喷嘴的热气体注入到通道中时通过涡旋效应致使来自腔室的气体被吸入到通道中。
在这种防冰系统中，涡旋效应有助于将喷嘴注入的热气体与来自腔室的被吸入到气流通道中的气体均匀混合。这继而有助于在腔室中形成具有更均匀温度分布的移动的空气团。因此，可更均匀地加热需要防冰的外壁。然后，较少量的热空气可足以实现期望的防冰效果。因此可改善防冰效率。在其中热气体从发动机排出的飞机中，这可改善燃料效率。
此外，可减少冰形成，而基本上不增加重量。根据本发明的防冰系统可以是相对轻质的，具体地与包括给飞机增加了重量的短笛导管的防冰系统相比较。
引起涡旋特征部可包括气体混合装置的成型入口。成型入口可包括三角形凹陷。三角形凹陷可均匀分布在成型入口周围。
引起涡旋特征部可包括位于通道内的至少一个翅片。至少一个翅片可包括弯曲的形状。
气体混合装置可包括用于将气体混合装置安装在喷嘴上的安装套筒。
引起涡旋特征部可包括定位在安装套筒与通道内表面之间的多个翅片。多个翅片可以以等距方式定位在安装套筒周围。
气流通道可具有从气体混合装置的入口朝向出口延伸的会聚区段。
在朝向出口的方向上，气流通道的会聚区段之后可以是分流区段。
入口的直径可大于出口的直径。
本发明的另一个方面提供一种包括如上文限定的防冰系统的飞机。
飞机可包括：
布置，其用于将压缩热空气从涡轮发动机排出；以及气体流动路径，其用于将压缩热空气引导到喷嘴，由此被引导到喷嘴的压缩热空气构成热气体。
腔室可以是位于发动机舱的进气口区段中的环形腔室，外壁是发动机舱的进气口唇口。
本发明的又一个方面提供一种防飞机零件结冰的方法，飞机零件包括具有其外表面可能经受冰形成的外壁的腔室，所述方法包括：
-将来自喷嘴的热气体注入到腔室中；
-在气体混合装置的通道内接收来自喷嘴的热气体，所述气体混合装置包括引起涡旋特征部，所述引起涡旋特征部用于在来自喷嘴的热气体注入到通道中时通过涡旋效应致使来自腔室的气体被吸入到通道中。
附图说明
为图解的目的，参考附图来呈现本发明的一些实施方案的详细描述。
图1为示出如从顶视图看的飞机的示意图。
图2为示出飞机发动机的截面的示意图。
图3为示出发动机航的进气口区段的截面的示意图，所述进气口区段设置有防冰系统。
图4-6为示出分别从透视图、侧视图和前视图看的防冰系统中的第一气体混合装置的示意图。
图7-9为示出分别从透视图、侧视图和前视图看的替代性第一气体混合装置的示意图。
图10-12为示出分别从第一透视图、第二透视图和前视图看的第二气体混合装置的示意图。
具体实施方式
图1示意性地示出如从顶视图看的飞机。飞机100包括机身101和两个主翼(每一个主翼在机身101的一侧上)：左翼102和右翼103。左翼102设置有涡轮发动机104。涡轮发动机104通过外挂架105从左翼102悬挂。这同样适用于右翼103。
图2示意性地示出沿图1中指示的切割线A-B截取的涡轮发动机104的截面。涡轮发动机104包括机舱201。风扇202和发动机核心203位于机舱201中。旁路导管204围绕发动机核心203。发动机核心203包括压缩机组件205和燃烧室206。
发动机核心203设置有具有入口和出口的排出采用布置(bleed off-takearrangement)207。入口位于压缩机组件205与燃烧室206之间。排出采用布置207的出口联接到气体流动路径208。气体流动路径208可包括若干导管、若干可控阀，并且在一些实施方案中包括冷却装置。此冷却装置可以是位于涡轮发动机104中的旁路导管204中的热交换器。
机舱201包括进气口区段209，所述进气口区段209具有进气口唇口210和位于进气口唇口210后面的隔板211。进气口唇口210构成机舱201的前缘。进气口唇口210和隔板211限定具有环形形状的腔室212。此腔室212在下文中将被称为前缘腔室212。进气口唇口210构成前缘腔室212的外壁。隔板211构成前缘腔室212的内壁。术语“外”和“内”涉及涡轮发动机104，并且更具体地，涉及其机舱201。
喷嘴213位于机舱201的前缘腔室212中。气体混合装置214安装在喷嘴213上。喷嘴213通过气体流动路径208联接到涡轮发动机104中的排出采用布置207。为此，气体流动路径208可包括将喷嘴213联接到排出采用布置207的特定分支。
图3示意性地示出沿图2中指示的切割线C-D截取的机舱201的进气口区段209的截面。进气口唇口210具有可能经受冰形成的外表面301以及界定前缘腔室212的内表面302。机舱201的进气口区段209设置有位于前缘腔室212内的防冰系统303，所述前缘腔室212由进气口唇口210和隔板211限定。
防冰系统303包括位于前缘腔室212中的喷嘴213以及安装在喷嘴213上的气体混合装置214。喷嘴213具有可基本上平行于进气口唇口210的注入轴线304。气体混合装置214在前缘腔室212内限定喷嘴313位于其中的气流通道305。此气流通道305具有可与喷嘴213的注入轴线304基本上重合的纵向中心轴线。应指出图3纯粹以示意性方式示出气体混合装置214，忽视气体混合装置214可具有的特定形式。
在操作中，发动机核心203在内部产生压缩热空气，所述压缩热空气在排出采用布置207的入口处可获得。此压缩热空气的一部分流动到气体流动路径208中，并且到达位于前缘腔室212中的喷嘴213。喷嘴213沿进气口唇口210的内表面302注入压缩热空气。这致使一个空气团在前缘腔室212中至少部分地沿唇口的内表面302循环。此循环空气团由于注入的压缩热空气具有相对高的温度。所述循环空气团加热进气口唇口210，这提供防冰效果。这帮助阻止在机舱201的进气口唇口210上形成冰。
更精确地，喷嘴213朝向气体混合装置214的出口将压缩热空气注入在气体混合装置214限定的气流通道305中。气体混合装置214具有一定形状，所述形状在喷嘴213将压缩热空气注入到气流通道305中时在入口(与出口相对)处创建低压。在入口处的此低压将来自前缘腔室212的空气吸入到气流通道305中。在气流通道305中，来自前缘腔室212的此空气被致使以涡旋方式进入通道305，使得它与喷嘴213注入的压缩热空气混合。此混合提供相对热的空气混合物。气体混合装置214在沿进气口唇口210及其内表面302的方向上将此相对热的空气混合物注入到前缘腔室212中。
更具体地，气体混合装置214具有引起涡旋特征部，所述特征部给予来自前缘腔室212的吸入到气流通道305中的空气涡旋效应。此涡旋效应有助于将喷嘴213注入的压缩热空气与来自前缘腔室212的吸入到气流通道305中的空气均匀混合。因此，发生在气流通道305内的涡旋效应有助于气体混合装置214注入到前缘腔室212中的相对热的空气混合物中的均匀温度分布。因此，涡旋效应有助于在前缘腔室212中循环的空气团中的均匀温度分布。
总而言之，气体混合装置214有助于对进气口唇口210的相对均匀的加热。这继而有助于有效防冰。从涡轮发动机104排出的相对少量的压缩热空气可足以实现期望的防冰效果。这有助于燃料效率。此外，防冰系统303可以是相对轻质的，这进一步有助于燃料效率。
气体混合装置214可具有包括在例如1英寸与4英寸之间的直径以及包括在例如2英寸与8英寸之间的长度。也就是，气体混合装置214可具有包括在例如25毫米与100毫米之间的直径以及包括在例如50毫米与200毫米之间的长度。这些尺寸可具体地适用于飞机应用，以及其他可能性。应理解给出这些尺寸仅为举例，并且在不脱离本发明的情况下其他尺寸是可能的。
气体混合装置214可至少部分地由一种或多种材料形成，例如像，InconelTM类型合金、不锈钢或钛；Inconel为特殊金属公司的商标。
气体混合装置214的引起涡旋特征部可采用多种形式，例如像形状、一个或多个翅片、或成型入口或这些的任何组合。在下文中将提供一些实例。
图4-6示意性地示出气体混合装置214的第一实施方案，所述气体混合装置214为方便原因在下文中将被称为第一气体混合装置400。图4示意性地示出第一气体混合装置400的透视图。图5示意性地示出第一气体混合装置400的侧视图。图6示意性地示出第一气体混合装置400的前视图。
第一气体混合装置400呈包括主套筒401的套筒状结构的形式。主套筒401的内表面402限定气流通道。第一气体混合装置400还包括用于将第一气体混合装置400安装在喷嘴(诸如在图2和图3中示出的喷嘴213)上的安装套筒403。主套筒401通过各种固定翅片404固定到安装套筒403。
安装套筒403位于第一气体混合装置400的入口405处。更详细地，图5示意性地指示由第一气体混合装置400的入口405的各种末端限定的入口平面501。如图5所示，安装套筒403可基本上位于此入口平面501中，尽管其他位置是可能的。
第一气体混合装置400具有与入口405相对的出口406。气流通道在入口405与出口406之间延伸。入口405的直径大于出口406的直径。第一气体混合装置400可通过安装套筒403安装在喷嘴上，使得喷嘴可朝向出口406将可具有超大气压的热气体注入到气流通道中。
主套筒401成形，使得气流通道具有从入口405朝向出口406延伸的会聚区段502。在朝向出口406的方向上，会聚区段502之后是分流区段503。分流区段503可延伸直到出口406。气流通道因此提供会聚作用，所述会聚作用之后跟着分流作用。
会聚区段502提供的会聚作用在喷嘴将热气体注入到气流通道中时致使空气被吸入到气流通道中，如上文所提及的。由于入口405的直径大于出口406的直径，会聚作用比分流作用更强。
更具体地，入口405是成型的：主套筒401在入口405处包括各种凹陷601。这些凹陷601可如图4-6所示的为三角形，尽管其他形状是可能的。此外，凹陷601均匀分布在第一气体混合装置400的入口405周围。凹陷601致使吸入到气流通道中的空气具有涡旋效应。此涡旋效应有助于来自腔室的气体与由喷嘴注入到通道中的热空气在通道内的更均匀混合。此均匀混合帮助实现相对高的防冰效率，并且因此实现燃料经济性，如在上文解释的。
图7-9示意性地示出气体混合装置的第一实施方案的替代，所述气体混合装置为方便原因在下文中将被称为替代性第一气体混合装置700。图7示意性地示出替代性第一气体混合装置700的透视图。图8示意性地示出替代性第一气体混合装置700的侧视图。图9示意性地示出替代性第一气体混合装置700的前视图。
替代性第一气体混合装置700类似于第一气体混合装置400。因此，类似的元件由相同的参考标号表示。差异是：替代性第一气体混合装置700在入口405处包括更多的凹陷601。更精确地，第一气体混合装置400包括8个凹陷601，而替代性第一气体混合装置700包括18个凹陷601。此外，这些18个凹陷601更小，并且更紧凑地分布在入口405周围。在此实例中，18个凹陷601也是三角形，尽管其他形状是可能的。18个凹陷601也导致涡旋效应，如上文所述。
图10-12示意性地示出气体混合装置214的第二实施方案，所述气体混合装置214为方便原因在下文中将被称为第二气体混合装置1000。图10示意性地示出第二气体混合装置1000的第一透视图。图11示意性地示出第二气体混合装置1000的第二透视图。图12示意性地示出第二气体混合装置1000的前视图。
第二气体混合装置1000与上文所述的第一气体混合装置400具有一些类似之处。第二气体混合装置1000也呈套筒状结构的形式，所述套筒状结构包括其内表面402限定气流通道的主套筒401。第二气体混合装置1000另外还包括用于将第二气体混合装置1000安装在喷嘴213(诸如在图2和图3中示出的喷嘴213)上的安装套筒403。
另外的类似之处如下。安装套筒403也位于第二气体混合装置1000的入口405处，更精确地位于如上文所述的入口平面中，尽管其他位置是可能的。气流通道在第二气体混合装置1000的入口405与出口406之间延伸。入口405的直径大于出口406的直径。第二气体混合装置1000可通过安装套筒403安装在喷嘴上，使得喷嘴可朝向出口406将可具有超大气压的热气体注入到气流通道中。
在图10-12所示的第二气体混合部件1000与图4-6所示的第一气体混合部件400之间的主要差异是：对于第二气体混合部件1000，主套筒401通过弯曲形状的各种固定翅片1001固定到安装套筒403。这些弯曲形状的固定翅片1001也可被认为是存在于气流通道中的螺旋形状的翅片、弯曲形状的翅片。弯曲形状的固定翅片1001致使吸入到气流通道中的空气具有涡旋效应。此涡旋效应有助于来自腔室的气体与由喷嘴注入到通道中的热空气在通道内的更均匀混合。此均匀混合帮助实现相对高的防冰效率，并且因此实现燃料经济性，如在上文解释的。
另一个差异是：第二气体混合装置1000的主套筒401成形，使得气流通道从入口405完全会聚到出口406。换句话说，气流通道不具有分流区段503，而仅具有弯曲形状的固定翅片1001布置在其中的会聚区段502。然而，在替代性实施方案中，也可能存在分流区段。
图3所示的气体混合装置214的又其他实施方案可包括上文所述的第一气体混合装置400和第二气体混合装置1000的特征的组合。具体地，这种实施方案可包括成型入口，诸如具有各种凹陷的入口，以及位于在入口与出口之间延伸的气流通道中的弯曲形状的翅片。成型入口和弯曲形状的翅片都在气体混合装置内提供涡旋效应，所述涡旋效应由于以上提及的特征的组合可以是相对强的。
又其他实施方案可不同于上文所述的实施方案，在于安装套筒位于由入口处的一个或多个末端限定的入口平面的外面。也就是，参考图5，安装套筒403可相对于入口平面501向内偏移。可替代地，安装套筒403可相对于入口平面501向外偏移。在任一种情况(安装套筒的向内定位或向外定位)下，可存在相对于入口平面的包括在例如0毫米(mm)与10毫米之间的偏置。可凭经验找到安装套筒相对于入口平面的就防冰效率而言最佳的位置。
参考图2和图3，喷嘴213和安装在其上的气体混合装置214可相对于进气口唇口210的内表面302稍微倾斜。这种倾斜可就方位或俯仰而言，或两者皆可。也就是，在前缘腔室212中的、喷嘴213存在于其中的一个位置处，注入轴线304不需要与进气口唇口210的内表面302完全平行。可凭经验找到就防冰效率而言最佳的稍微倾斜。
参考附图的上文存在的一些实施方案的详细描述仅是权利要求中限定的本发明和附加特征的说明。可以以多种不同方式实现本发明。为了示出这一点，简要指示一些替代方案。
本发明可应用在关于防冰、具体地在飞机中的各种类型的产品或方法。尽管上文的描述呈现关于发动机舱的进气口唇口的防冰的实施方案，但本发明可用于防止在其他飞机零件上形成冰。
存在获得可用于防冰的热气体的多种方式。尽管上文的描述呈现热气体通过从涡轮发动机排出压缩热空气来获得的实施方案，但热气体可从其他类型的源获得。
存在实现根据本发明的通过涡旋效应吸入空气的气体混合装置的多种方式。例如，成型入口可包括除凹陷之外的引起涡旋特征部，例如像成型表面。尽管上文的描述呈现凹陷是三角形的实施方案，但例如像半环形凹陷的其他凹陷形状也可提供涡旋效应。同样，位于可提供涡旋效应的气体混合装置内的翅片存在多种可能形状。此类翅片不需要必须具有固定功能。
应在广义上理解术语“飞机”。术语可涵盖能够通过空气移动的任何装置。
通常，存在实现本发明的多种不同方式，由此不同的实现方案可具有不同的拓扑结构。在任何给定的拓扑结构中，单个模块可执行若干功能，或者若干模块可共同地执行单个功能。在此方面，附图是非常概略的。
在上文中做出的备注表明，参考附图呈现的一些实施方案的详细描述是对本发明的说明而不是限制。可以以处在所附权利要求范围内的多种替代方式实现本发明。处在所述权利要求的等效物的含义和范围内的所有变化都将涵盖在所述权利要求的范围内。在权利要求中的任何参考标号不应解释为限制权利要求。词语“包括”不排除除了权利要求中列出的那些元件或步骤之外的其他元件或步骤的存在。在元件或步骤前面的词语“一个(a或an)”不排除多个此类元件或步骤的存在。相应的从属权利要求限定相应的附加特征的不争事实不排除除了在权利要求中反映的那些附加特征的组合之外的附加特征的组合。
Claims (16)
1.一种用于在具有其外表面(301)可经受冰形成的外壁(210)的腔室(212)内使用的防冰系统(303)，所述防冰系统包括：
-喷嘴(213)，其被布置来将热气体注入在所述腔室内；以及
-气体混合装置(214)，其限定入口(405)、出口(406)和通道(305)，所述通道(305)在所述入口(405)和出口(406)之间延伸，用于接收来自所述喷嘴的热气体，所述气体混合装置包括引起涡旋特征部(601、1001)，所述引起涡旋特征部(601、1001)用于在来自所述喷嘴的热气体注入到所述通道(305)中时通过涡旋效应致使来自所述腔室的气体被吸入到所述通道(305)中，其中所述引起涡旋特征部(601、1001)包括位于所述气体混合装置的入口处的多个凹陷(601)。
2.根据权利要求1所述的防冰系统，其中所述多个凹陷(601)限定所述气体混合装置(214)的成型入口(405)。
3.根据权利要求2所述的防冰系统，其中所述成型入口(405)包括三角形凹陷(601)。
4.根据权利要求3所述的防冰系统，其中所述三角形凹陷(601)均匀分布在所述成型入口(405)周围。
5.根据权利要求1所述的防冰系统，其中所述引起涡旋特征部包括位于所述通道(305)内的至少一个翅片(1001)。
6.根据权利要求5所述的防冰系统，其中所述至少一个翅片(1001)包括弯曲形状。
7.根据权利要求1所述的防冰系统，其中所述气体混合装置(214)包括用于将所述气体混合装置安装在所述喷嘴(213)上的安装套筒(403)。
8.根据权利要求7所述的防冰系统，其中所述引起涡旋特征部包括定位在所述安装套筒(403)与所述通道(305)的内表面(402)之间的多个翅片(1001)。
9.根据权利要求8所述的防冰系统，其中所述多个翅片(1001)以等距方式定位在所述安装套筒(403)周围。
10.根据权利要求1所述的防冰系统，其中所述通道(305)具有从所述气体混合装置(214)的入口(405)朝向出口(406)延伸的会聚区段(502)。
11.根据权利要求10所述的防冰系统，其中在朝向所述出口(406)的方向上，所述通道(305)的所述会聚区段(502)之后是分流区段(503)。
12.根据权利要求10所述的防冰系统，其中所述入口(405)的直径大于所述出口(406)的直径。
13.一种包括根据权利要求1所述的防冰系统(303)的飞机(100)。
14.根据权利要求13所述的飞机，其包括：
-排出装置(207)，其用于从涡轮发动机(104)排出压缩热空气；以及
-气体流动路径(208)，其用于将所述压缩热空气引导到所述喷嘴(213)，由此被引导到所述喷嘴的所述压缩热空气构成所述热气体。
15.根据权利要求14所述的飞机，其中所述腔室(212)是位于发动机舱(201)的进气口区段(209)中的环形腔室，所述外壁(210)是所述发动机舱的进气口唇口。
16.一种防飞机零件(201)结冰的方法，所述飞机零件包括具有其外表面(301)可经受冰形成的外壁(210)的腔室(212)，所述方法包括：
-将来自喷嘴的热气体注入到所述腔室中；
-在气体混合装置的通道(305)内接收来自所述喷嘴的所述热气体，所述通道(305)在所述气体混合装置的入口(405)和出口(406)之间延伸，所述气体混合装置包括引起涡旋特征部，所述引起涡旋特征部用于在来自所述喷嘴的热气体注入到所述通道(305)中时通过涡旋效应致使来自所述腔室的气体被吸入到所述通道(305)中，其中所述引起涡旋特征部(601、1001)包括位于所述气体混合装置的入口处的多个凹陷(601)。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US201361895540P | 2013-10-25 | 2013-10-25 | |
| US61/895,540 | 2013-10-25 | ||
| PCT/GB2014/053174 WO2015059489A1 (en) | 2013-10-25 | 2014-10-24 | Anti-icing system for an aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105992867A CN105992867A (zh) | 2016-10-05 |
| CN105992867B true CN105992867B (zh) | 2018-01-30 |
Family
ID=52992328
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201480058592.0A Expired - Fee Related CN105992867B (zh) | 2013-10-25 | 2014-10-24 | 用于飞机的防冰系统及其方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP3060778B1 (zh) |
| CN (1) | CN105992867B (zh) |
| CA (1) | CA2928267C (zh) |
| WO (1) | WO2015059489A1 (zh) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10723464B2 (en) | 2015-08-26 | 2020-07-28 | Rohr, Inc. | Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system |
| US10393020B2 (en) * | 2015-08-26 | 2019-08-27 | Rohr, Inc. | Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system |
| US9815558B2 (en) | 2015-12-09 | 2017-11-14 | King Fahd University Of Petroleum And Minerals | Anti-icing apparatus and system |
| CN105523186B (zh) * | 2015-12-11 | 2018-08-14 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种用于除湿/霜/冰的合成热射流激励器及应用 |
| US10189572B2 (en) | 2016-05-02 | 2019-01-29 | The Boeing Company | Systems and methods for preventing ice formation on portions of an aircraft |
| FR3065490B1 (fr) * | 2017-04-24 | 2019-07-12 | Safran Aircraft Engines | Ensemble propulsif pour aeronef comportant des echangeurs de chaleur air-liquide |
| FR3087477A1 (fr) * | 2018-10-22 | 2020-04-24 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de degivrage d'un bec de turbomachine |
| US11465758B2 (en) * | 2019-04-30 | 2022-10-11 | Rohr, Inc. | Method and apparatus for aircraft anti-icing |
| US11279491B2 (en) * | 2019-04-30 | 2022-03-22 | Rohr, Inc. | Method and apparatus for aircraft anti-icing |
| CN112455693A (zh) * | 2020-12-02 | 2021-03-09 | 唐建平 | 一种航空航天用换气装置 |
| CN114893299B (zh) * | 2022-05-17 | 2023-11-28 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机复合材料进口部件的防冰结构 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2204097A (en) * | 1986-01-24 | 1988-11-02 | Rohr Industries Inc | Anti-ice system for jet engine inlet housings |
| US6354538B1 (en) * | 1999-10-25 | 2002-03-12 | Rohr, Inc. | Passive control of hot air injection for swirling rotational type anti-icing system |
| FR2953254B1 (fr) * | 2009-12-01 | 2012-01-20 | Airbus Operations Sas | Capot d'entree d'air pour moteur a reaction et melangeur d'air chaud pour un tel capot |
| CN102753438A (zh) * | 2009-12-18 | 2012-10-24 | 空中客车运营简化股份公司 | 具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2813581B1 (fr) * | 2000-09-06 | 2002-11-29 | Aerospatiale Matra Airbus | Capot d'entree d'air de moteur a reaction pourvu de moyens de degivrage |
-
2014
- 2014-10-24 EP EP14790690.3A patent/EP3060778B1/en active Active
- 2014-10-24 WO PCT/GB2014/053174 patent/WO2015059489A1/en active Application Filing
- 2014-10-24 CN CN201480058592.0A patent/CN105992867B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2014-10-24 CA CA2928267A patent/CA2928267C/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2204097A (en) * | 1986-01-24 | 1988-11-02 | Rohr Industries Inc | Anti-ice system for jet engine inlet housings |
| US6354538B1 (en) * | 1999-10-25 | 2002-03-12 | Rohr, Inc. | Passive control of hot air injection for swirling rotational type anti-icing system |
| FR2953254B1 (fr) * | 2009-12-01 | 2012-01-20 | Airbus Operations Sas | Capot d'entree d'air pour moteur a reaction et melangeur d'air chaud pour un tel capot |
| CN102753438A (zh) * | 2009-12-18 | 2012-10-24 | 空中客车运营简化股份公司 | 具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP3060778A1 (en) | 2016-08-31 |
| EP3060778B1 (en) | 2019-03-20 |
| CA2928267C (en) | 2021-06-22 |
| CA2928267A1 (en) | 2015-04-30 |
| WO2015059489A1 (en) | 2015-04-30 |
| CN105992867A (zh) | 2016-10-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105992867B (zh) | 用于飞机的防冰系统及其方法 | |
| US20220041297A1 (en) | Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles | |
| US8572947B2 (en) | Gas turbine engine with ejector | |
| US10100733B2 (en) | Turbine engine with anti-ice valve assembly, bleed air valve, and method of operating | |
| CN105190005B (zh) | 用于喷气发动机的多喷嘴分流器 | |
| EP2851299B1 (en) | Concentric nozzles for enhanced mixing of fluids | |
| US7921637B2 (en) | High bypass-ratio turbofan jet engine | |
| US20160257413A1 (en) | Anti-icing system for an aircraft | |
| US20100162680A1 (en) | Gas turbine engine with ejector | |
| US10723464B2 (en) | Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system | |
| US20110277483A1 (en) | Gas turbine engine with ejector | |
| US10087841B2 (en) | Nacelle equipped with an oil-cooling circuit comprising an intermediate heat exchanger | |
| US10443497B2 (en) | Ice protection system for gas turbine engines | |
| US20200339247A1 (en) | Fluidic propulsive system | |
| US10239626B2 (en) | Arrangements and methods for supplying heated air to a wing anti-icing system | |
| CN107013333A (zh) | 用于机舱防结冰的喷嘴和导叶系统 | |
| US10875654B2 (en) | Drive device for an aircraft | |
| CN105927389B (zh) | 航空发动机进气道支板的防冰系统及防冰方法 | |
| CN105781790A (zh) | 一种分段收敛式双s弯二元混合排气系统 | |
| US10196902B2 (en) | Cooling for gas turbine engine components | |
| CA3160284A1 (en) | Secondary air supply system with feed pipe(s) having sonic orifice(s) | |
| CA2783790A1 (en) | Gas turbine engine with ejector |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20180130 |