CN109693795A - 防霜冻保护系统、有此系统的飞行器发动机短舱和飞行器 - Google Patents

防霜冻保护系统、有此系统的飞行器发动机短舱和飞行器 Download PDF

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Abstract

防霜冻保护系统、有此系统的飞行器发动机短舱和飞行器。本发明披露了用于飞行器发动机(3)短舱(2)的防霜冻保护系统，所述短舱(2)包括提供有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)、形成所述短舱(2)的前缘的进气口唇缘(7)，所述保护系统包括热交换器装置(11)，所述热交换器装置包括至少一个热管(12)，所述至少一个热管被配置成用于将由热源发射的热量(14)传递至所述至少一个吸声面板(6)。还披露了包括这种防霜冻保护系统的飞行器发动机短舱和飞行器。由此更有效且成本有效地保护吸声面板不受霜冻的损害。

Description

防霜冻保护系统、有此系统的飞行器发动机短舱和飞行器
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器发动机短舱的进气口的防霜冻保护系统，并且涉及一种提供有这种保护系统的短舱和飞行器。
背景技术
飞行器的前缘、尤其是飞行器发动机短舱的进气口唇缘可能经受霜冻的形成，霜冻积累形成冰块。这些冰块的形成可能干扰对发动机的空气供应。例如，冰块可能变松并与发动机风扇叶片碰撞。因此，风扇叶片易于变脆，或甚至由此损坏。
存在从飞行器发动机的压缩级吸取热空气以便将热空气注射到位于短舱的唇缘后方的环形空间中的防霜冻保护系统。热空气然后流过环形空间，加热唇缘，并且被输送到吸声面板中的通道中，以便加热所述吸声面板的蒙皮。然而，吸声面板的蒙皮在短距离上被加热，这引起在短距离上除霜冻。对于非常短的进气口，这个距离可能不足。具体地，进气口的缩短可能导致吸声通道的表面在空气动力学上变得更加敏感。
发明内容
本发明的目的是通过提供一种用于短舱的防霜冻保护系统来克服这些缺点。
为此目的，本发明涉及一种用于飞行器发动机短舱的防霜冻保护系统，该短舱包括提供有至少一个吸声面板的内护罩。
根据本发明，所述保护系统包括热交换器装置，所述热交换器装置包括至少一个热管，所述至少一个热管被配置成用于将由热源发射的热量传递至所述一个或多个吸声面板。
因此，由于本发明，凭借所述一个或多个热管，更有效且成本有效地保护吸声面板不受霜冻的损害。由热源发射的热量用于为短舱的所有的吸声面板除霜冻，而不是仅为位于唇缘附近的一部分吸声面板除霜冻。
根据一个特征，所述热交换器装置进一步包括：
-传热流体；
-至少一个蒸发器，所述至少一个蒸发器热连接至所述热源，所述一个或多个蒸发器被配置成用于提取由所述热源供应的热量的至少一部分，所提取的热量被传递至所述传热流体；
-至少一个冷凝器，所述至少一个冷凝器被附接至所述内护罩，所述一个或多个冷凝器被配置成用于将由所述一个或多个蒸发器提取的所述热量的至少一部分递送至所述一个或多个吸声面板，所提取的热量经由所述传热流体传递至所述一个或多个冷凝器；
所述蒸发器中的每一个蒸发器通过至少一个热管流体连接至至少一个冷凝器，所述传热流体流过所述至少一个热管。
另外，所述一个或多个热管包括：
-至少一个蒸汽管，所述至少一个蒸汽管被配置成用于将被所述蒸发器提取的热量所汽化的所述传热流体从所述蒸发器输送至所述冷凝器，
-至少一个液体管，所述至少一个液体管被配置成用于将被所述冷凝器中进行冷却所冷凝的所述传热流体从所述冷凝器输送至所述蒸发器。
此外，所述一个或多个冷凝器包括一个或多个加热通道。
本发明还涉及一种飞行器发动机短舱，所述短舱包括提供有至少一个吸声面板的内护罩。
根据本发明，所述短舱包括如以上所描述的防霜冻保护系统。
另外，所述短舱包括形成所述短舱的前缘的进气口唇缘，所述唇缘具有环形空间，所述环形空间由内部隔板封闭、并且被安排成用于接收热空气供应，所述一个或多个蒸发器通过附接来连接至所述内部隔板，所述一个或多个蒸发器被配置成用于提取由供应至所述唇缘的环形空间的所述热空气通过所述内部隔板供应的所述热量的至少一部分，所提取的热量被传递至所述传热流体。
本发明还涉及一种装配有由短舱包围的至少一个发动机的飞行器、尤其是运输机，所述短舱包括提供有至少一个吸声面板的内护罩。
根据本发明，所述飞行器包括如以上所描述的防霜冻保护系统。
根据一个实施例，所述短舱包括形成所述短舱的前缘的进气口唇缘，所述唇缘具有环形空间，所述环形空间由内部隔板封闭、并且被安排成用于接收热空气供应，
所述热源对应于所述内部隔板，
所述一个或多个蒸发器通过附接来连接至所述内部隔板，所述一个或多个蒸发器被配置成用于提取由供应至所述唇缘的环形空间的所述热空气通过所述内部隔板供应的热量的至少一部分，所提取的热量被传递至所述传热流体，
所述飞行器包括至少一个空气加热装置，所述至少一个空气加热装置被配置成用于产生供应至所述短舱中的每一个短舱的环形空间的所述热空气。
此外，所述飞行器包括：
-至少一个管道，所述至少一个管道将所述一个或多个空气加热装置联接至所述短舱中的每一个短舱的环形空间，所述一个或多个管道被配置成用于将所述空气加热装置产生的所述热空气输送至所述唇缘的环形空间，
-用于所述管道中的每一个管道的至少一个阀，所述至少一个阀被配置成用于调节流过所述一个或多个管道的所述热空气的压力和流速。
另外，所述空气加热装置对应于所述短舱所包围的发动机的压缩级。
根据另一个实施例，所述飞行器包括对应于所述热源的电气系统。
根据一个变体实施例，所述电气系统对应于专用于为所述防霜冻保护系统产生热量的电气装置。
根据另一个变体，所述电气系统对应于专用于为所述飞行器供电的典型电气装置。
附图说明
在阅读参照附图给出的说明书之后，本发明连同其特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
-图1示出了包括对唇缘的环形空间的热空气供应的飞行器发动机的侧视图，
-图2示出了包括根据一个实施例的防霜冻保护系统的唇缘的纵向截面，
-图3示出了包括根据一个实施例的防霜冻保护系统的唇缘的剖视图，
-图4示出了根据一个实施例的防霜冻保护系统的示意图，
-图5示出了根据一个实施例的冷凝器的示意图，
-图6示出了包括根据一个实施例的防霜冻保护系统的飞行器的侧面视图。
具体实施方式
图2示意性地示出了用于飞行器AC发动机3短舱2(图6)的防霜冻保护系统的一个实施例。
发动机3短舱2指代围绕飞行器AC发动机3(图1)(例如飞行器AC涡轮风扇发动机)的导流件。
短舱通常包括外护罩4、内护罩5、以及进气口唇缘7。这两个护罩4和5通常同轴、并且在它们之间形成空间。唇缘7将这两个护罩4和5连结在一起。
外护罩4形成短舱2的外部覆盖件。内护罩5提供有至少一个吸声面板6。唇缘7形成短舱2的前缘。
短舱经常在风扇22上游的进气口处装配有覆盖短舱2的内壁的吸声面板。总体上，吸声面板6具有夹层结构，该夹层结构包括适用于捕获噪声的一个或多个蜂窝状蜂窝结构层。此蜂窝结构层具有由多孔层(被称为吸声蒙皮)覆盖的外部面和由非透性层(被称为致密蒙皮)覆盖的内部面。
保护系统1包括被配置成用于将由热源发射的热量14传递至该一个或多个吸声面板6的热交换器装置11。
热交换器装置11包括被配置成用于将来自热源的热量14输送至该一个或多个吸声面板6的至少一个热管12。
热管12一般指代根据通过流体的相变进行热传递的原理来运行的导热元件。
热交换器装置1进一步包括传热流体和热连接至热源的至少一个蒸发器13。该一个或多个蒸发器13被配置成用于提取由热源供应的热量14的至少一部分。热量14然后被传递至传热流体(图2、图3、和图4)。
热交换器装置1还包括附接至内护罩5的至少一个冷凝器15。由该一个或多个蒸发器13提取的热量14经由传热流体传递至该一个或多个冷凝器15。该一个或多个冷凝器15被配置成用于将由该一个或多个蒸发器13提取的热量14的至少一部分递送至该一个或多个吸声面板6。
优选地，冷凝器15遍布在整个内护罩5上。
每个蒸发器13通过至少一个热管12(图2、图3、和图4)流体连接至至少一个冷凝器15。
有利地，该一个或多个热管12包括至少一个蒸汽管16，该至少一个蒸汽管被配置成用于将被蒸发器13提取的热量14所汽化的传热流体从蒸发器13输送至冷凝器15。该一个或多个热管12还包括至少一个液体管17，该至少一个液体管被配置成用于将被冷凝器15中进行冷却所冷凝的传热流体从冷凝器15输送至蒸发器13。
液体管17可以是允许经冷凝的传热流体通过重力或毛细作用返回到蒸发器13的管。
根据一个实施例，该一个或多个热管12包括中央管和围绕该中央管的外围管。中央管可以对应于蒸汽管16，并且外围管可以对应于液体管17。
有利地，该一个或多个冷凝器15包括结合到该一个或多个吸声面板6(图5)中的一个或多个加热通道18。
唇缘7具有环形空间8，该环形空间由内部隔板9封闭。内部隔板9将环形空间8与这两个护罩4和5之间形成的空间的剩余部分分隔开。
总体上，环形空间8由两个D形管道构成，这两个D形管道形成正好位于前缘后方的环。
唇缘的环形空间8被安排成用于接收热空气供应10。
根据一个实施例，热源对应于由供应至唇缘7的环形空间8的热空气10加热的内部隔板9。
非限制性地，内部隔板9一般被加热至从250℃到450℃范围内的温度。
有利地，至少一个热管12被配置成用于将热量14从内部隔板9传递至该一个或多个吸声面板6。
该一个或多个蒸发器13因此被配置成用于提取由供应至唇缘7的环形空间8的热空气10通过内部隔板9供应的热量14的至少一部分。热量14然后被传递至传热流体(图2、图3、和图4)。
优选地，蒸发器13遍布在整个内部隔板9上。
供应至环形空间8的热空气10可以由飞行器AC的空气加热装置19产生。空气加热装置19被配置成用于产生供应至每个短舱2的环形空间8的热空气10。
例如，飞行器AC包括至少一个管道20，该至少一个管道将该一个或多个空气加热装置19联接至每个短舱2的环形空间8。该一个或多个管道20被配置成用于将空气加热装置19产生的热空气10输送至唇缘7的环形空间8。飞行器AC还包括用于每个管道20的至少一个阀21，该至少一个阀被配置成用于调节流过该一个或多个管道20的热空气10的压力和流速。
该一个或多个管道20可以对应于管道或短笛管(piccolo tube)。
例如，空气加热装置19对应于短舱2所包围的发动机3的压缩级。因此，发动机3的压缩级将热空气10供应至包围发动机3的短舱2的唇缘7的环形空间8。
因此，加热装置19将热空气10供应至唇缘7的环形空间8。热空气10然后流过唇缘7的环形空间8并且加热内部隔板9。然后，附接至内部隔板9的该一个或多个蒸发器13提取由热空气10加热的内部隔板9的热量。为此，该一个或多个蒸发器13中的传热流体被汽化、并且通过该一个或多个热管12的蒸汽管16输送至该一个或多个冷凝器15。热量因此经由该一个或多个冷凝器15传输至吸声面板6，其中传热流体通过将热量供应至冷凝器15而被冷凝。经冷凝的传热流体随后经由该一个或多个热管12返回到该一个或多个蒸发器13。
此保护系统1允许将热量从内部隔板9高效地传递至吸声面板6。另外，保护系统1使得可以使用在由热空气加热的内部隔板9处的热量、并且因此允许更高效地使用由从加热装置19产生的热空气10供应的热量。
根据另一个实施例，热源对应于飞行器AC的电气系统(未示出)。
根据此实施例的一个变体，电气系统对应于专用于为保护系统1产生热量的电气装置。此电气装置可以由飞行器AC的电力中枢(electrical core)供电、或直接由发动机的发电机供电。
根据另一个变体，电气系统对应于专用于向飞行器AC供电的典型电气装置。例如，为了使保护装置1利用过量的热量，电气装置被加热超过必要的程度。
凭借此实施例，可以避免电气系统与供电电缆在该一个或多个吸声面板6中结合。

Claims (13)

1.一种用于飞行器(AC)发动机(3)短舱(2)的防霜冻保护系统，所述短舱(2)包括提供有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)，
其特征在于，所述防霜冻保护系统(1)包括热交换器装置(11)，所述热交换器装置包括至少一个热管(12)，所述至少一个热管被配置成用于将由热源发射的热量(14)传递至所述至少一个吸声面板(6)。
2.根据权利要求1所述的防霜冻保护系统，
其特征在于，所述热交换器装置(1)进一步包括：
-传热流体，
-至少一个蒸发器(13)，所述至少一个蒸发器热连接至所述热源，所述至少一个蒸发器(13)被配置成用于提取由所述热源供应的热量(14)的至少一部分，所提取的热量(14)被传递至所述传热流体；
-至少一个冷凝器(15)，所述至少一个冷凝器被附接至所述内护罩(5)，所述至少一个冷凝器(15)被配置成用于将由所述至少一个蒸发器(13)提取的所述热量(14)的至少一部分递送至所述至少一个吸声面板(6)，所提取的热量(14)经由所述传热流体传递至所述至少一个冷凝器(15)；
所述蒸发器(13)中的每一个蒸发器通过至少一个热管(12)流体连接至至少一个冷凝器(15)，所述传热流体流过所述至少一个热管。
3.根据权利要求1和2中任一项所述的防霜冻保护系统，
其特征在于，所述至少一个热管(12)包括：
-至少一个蒸汽管(16)，所述至少一个蒸汽管被配置成用于将被所述蒸发器(13)提取的热量(14)所汽化的所述传热流体从所述蒸发器(13)输送至所述冷凝器(15)，
-至少一个液体管(17)，所述至少一个液体管被配置成用于将被所述冷凝器(15)中进行冷却所冷凝的所述传热流体从所述冷凝器(15)输送至所述蒸发器(13)。
4.根据权利要求2所述的防霜冻保护系统，
其特征在于，所述至少一个冷凝器(15)包括一个或多个加热通道(18)。
5.一种用于飞行器发动机的短舱，包括提供有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)，
其特征在于，所述短舱包括根据权利要求1至4中任一项所述的防霜冻保护系统(1)。
6.根据权利要求5所述的短舱，
其特征在于，所述短舱包括形成所述短舱(2)的前缘的进气口唇缘(7)，所述进气口唇缘(7)具有环形空间(8)，所述环形空间(8)由内部隔板(9)封闭、并且被安排成用于接收热空气供应(10)，至少一个蒸发器(13)通过附接来连接至所述内部隔板(9)，所述至少一个蒸发器(13)被配置成用于提取由供应至所述进气口唇缘(7)的环形空间(8)的热空气通过所述内部隔板(9)供应的热量(14)的至少一部分，所提取的热量(14)被传递至所述传热流体。
7.一种飞行器，所述飞行器装配有由短舱(2)包围的至少一个发动机(3)，所述短舱(2)包括提供有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)，
其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求1至4中任一项所述的防霜冻保护系统(1)。
8.根据权利要求7所述的飞行器，
其特征在于，所述短舱(2)包括形成所述短舱(2)的前缘的进气口唇缘(7)，所述进气口唇缘(7)具有环形空间(8)，所述环形空间(8)由内部隔板(9)封闭、并且被安排成用于接收热空气供应(10)，
所述热源对应于所述内部隔板(9)，
至少一个蒸发器(13)通过附接来连接至所述内部隔板(9)，所述至少一个蒸发器(13)被配置成用于提取由供应至所述进气口唇缘(7)的环形空间(8)的所述热空气通过所述内部隔板(9)供应的热量(14)的至少一部分，所提取的热量(14)被传递至所述传热流体，
所述飞行器包括至少一个空气加热装置(19)，所述至少一个空气加热装置被配置成用于产生供应至所述短舱(2)中的每一个短舱的环形空间(8)的所述热空气。
9.根据权利要求8所述的飞行器，
其特征在于，所述飞行器(AC)包括：
-至少一个管道(20)，所述至少一个管道将所述至少一个空气加热装置(19)联接至所述短舱(2)中的每一个短舱的环形空间(8)，所述至少一个管道(20)被配置成用于将所述空气加热装置(19)产生的所述热空气输送至所述进气口唇缘(7)的环形空间(8)，
-用于所述管道(20)中的每一个管道的至少一个阀(21)，所述至少一个阀被配置成用于调节流过所述至少一个管道(20)的所述热空气(10)的压力和流速。
10.根据权利要求8和9中任一项所述的飞行器，
其特征在于，所述空气加热装置(19)对应于所述短舱(2)所包围的发动机(3)的压缩级。
11.根据权利要求7所述的飞行器，
其特征在于，所述飞行器包括对应于所述热源的电气系统。
12.根据权利要求11所述的飞行器，
其特征在于，所述电气系统对应于专用于为所述防霜冻保护系统产生热量的电气装置。
13.根据权利要求11所述的飞行器，
其特征在于，所述电气系统对应于专用于为所述飞行器(AC)供电的典型电气装置。
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