CN110356573A - 飞行器发动机短舱及其结冰保护方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种包括结冰保护系统的飞行器发动机短舱和用于这种飞行器发动机短舱的结冰保护方法。所述飞行器发动机短舱(1)包括空气入口(E)，所述空气入口包括唇缘(2)、管状空气入口件(3)、以及结冰保护系统(5)。所述结冰保护系统(5)包括防结冰装置(5a)、除冰装置(5b)、以及控制器(13)，所述防结冰装置由第一电能源(7a)连续供电、并且全部或部分地覆盖所述唇缘(2)，所述除冰装置由第二电能源(7b)供电、覆盖所述管状空气入口件(3)，所述控制器被配置成用于：‑获取当前总空气温度值(TATc)，并且‑根据所述当前总空气温度值(TATc)来控制所述第二电能源(7b)。

Description

飞行器发动机短舱及其结冰保护方法
技术领域
本发明涉及一种包括结冰保护系统的飞行器发动机短舱和用于这种飞行器发动机短舱的结冰保护方法。
背景技术
飞行器推进组件包括由短舱包围的发动机，并且该发动机在前部具有引导空气以将空气朝向发动机导引的空气入口。空气入口包括暴露于冷空气中的唇缘和管状部分，并且在该唇缘和管状部分上很可能由大气中存在的水形成冰。沉积在飞行器的唇缘壁上的冰量是可变的，并且取决于飞行器在其中飞行的气候条件。
为了限制和/或界定这种冰形成，例如从文献EP 1 893 484中已知了飞行器发动机短舱，其中空气入口全部或部分由被分割成若干除冰扇区的除冰系统覆盖。位于空气入口的管状部分的第一除冰扇区被连续供电以防止冰形成，并且位于空气入口的唇缘的第二除冰扇区根据周期性加热循环供电，从而最初允许冰形成，然后在第二阶段允许对冰进行分离。经适当分离的冰穿过空气入口被朝向发动机抽吸。管状部分的除冰没有被优化，因为它是独立于存在的冰量来实施的。因此，可能的是存在的冰量是可忽略的，或者相反地冰量过大。在第一种情况下，存在对飞行器的电气资源的未优化的使用。在第二种情况下，期望的是改善短舱除冰性能水平。
发明内容
本发明的目的尤其是提供对这些问题的解决方案。本发明涉及一种飞行器发动机短舱，所述飞行器发动机短舱包括空气入口，所述空气入口包括唇缘、管状空气入口件以及结冰保护系统，所述结冰保护系统包括防结冰装置和除冰装置，所述防结冰装置由第一电能源连续供电、并且全部或部分地覆盖所述唇缘，所述除冰装置由第二电能源供电、覆盖所述管状空气入口件。
所述短舱值得注意地在于，所述除冰装置进一步包括控制器，所述控制器被配置成用于：
-获取当前总空气温度值，并且
-根据所述当前总空气温度值来控制所述第二电能源。
因此，冰优先在管状空气入口件中形成，该管状空气入口件凭借除冰装置进行除冰，该除冰装置根据总空气温度来供电。这使得可以优化飞行器的电资源并且控制存在于管状空气入口件壁上的冰量。
有利地，所述控制器被配置成用于根据暂停时间和启用时间来迭代地控制所述第二电能源，在所述暂停时间期间，所述除冰装置未被供以电能，在所述启用时间期间，所述除冰装置被供以电能。
所述控制器包括处理单元和数据存储器，在所述数据存储器中存储了参考表，所述参考表包括一个或多个记录，所述一个或多个记录被安排成用于各自存储总空气温度、以及所述第二电能源的启用时间和暂停时间，并且所述控制器被配置成用于：
-搜索所述参考表的、其总空气温度值与所述当前总空气温度值相对应的记录；
-在所述参考表的与所述当前总空气温度值相关联的记录中读取所述暂停时间和所述启用时间的相应值；
-将所述第二电能源控制成：
ο持续周期的暂停时间与所读取的所述暂停时间的值相等，然后
ο持续周期的启用时间与所读取的所述启用时间的值相等。
在一个实施例中，所述参考表包括除冰功率，并且所述控制器被配置成用于在所述参考表的与所述当前总空气温度值相关联的记录中读取所述除冰功率的值，并且根据所读取的所述除冰功率的值来控制所述第二电能源向所述除冰装置供电。
有利地，所述控制器被配置成用于在根据所述当前总空气温度值来控制所述第二电能源的启用之前控制所述第一电能源的启用。
有利地，所述防结冰装置和所述除冰装置包括分别由所述第一电能源和所述第二电能源供电的电阻加热元件阵列。
本发明还涉及一种用于飞行器发动机短舱的结冰保护方法，所述飞行器发动机短舱包括空气入口，所述空气入口包括唇缘、管状空气入口件以及结冰保护系统，所述结冰保护系统包括防结冰装置和除冰装置，所述防结冰装置由第一电能源连续供电、并且全部或部分地覆盖所述唇缘，所述除冰装置由第二电能源供电、覆盖所述管状空气入口件。该方法值得注意地在于，该方法包括由结冰保护系统的控制器执行的以下步骤：
-获取当前总空气温度值；
-根据所述当前总空气温度值来控制所述第二电能源。
有利地，所述控制器被配置成用于根据暂停时间和启用时间来迭代地控制所述第二电能源，在所述暂停时间期间，所述除冰装置未被供以电能，在所述启用时间期间，所述除冰装置被供以电能，所述控制器包括处理单元和数据存储器，所述数据存储器中存储了参考表，所述参考表包括一个或多个记录，所述一个或多个记录被安排成用于各自存储总空气温度、以及所述第二电能源的启用时间和暂停时间，根据所述当前总空气温度值来控制第二电能源的步骤包括以下子步骤：
-搜索所述参考表的、其总空气温度值与所述当前总空气温度值相对应的记录；
-在所述参考表的与所述当前总空气温度值相关联的记录中读取所述暂停时间和所述启用时间的相应值；
-将所述第二电能源控制成：
ο持续周期的暂停时间与所读取的所述暂停时间的值相等，然后
ο持续周期的启用时间与所读取的所述启用时间的值相等。
在一个实施例中，所述参考表的每个记录包括除冰功率的值，根据所述当前总空气温度值来控制所述第二电源的步骤进一步包括以下子步骤：
-在所述参考表的与所述当前总空气温度值相关联的记录中读取所述除冰功率的值，并且
-根据所读取的所述除冰功率的值来控制所述第二电源向所述除冰装置供电。
有利地，用于飞行器发动机短舱的所述结冰保护方法包括在根据所述当前总空气温度值启用所述第二电能源的步骤之前启用所述第一电能源的步骤。
附图说明
本发明的其他特征、细节、以及优点将从下文中通过参考附图的指示的方式给出的详细描述而更加清楚地显现，在附图中：
-图1是包括根据本发明的实施例的结冰保护系统的发动机短舱的局部侧视图和截面视图；并且
-图2是热护套的截面视图。
具体实施方式
在图1中示意性地示出了飞行器发动机短舱1的局部侧视图和截面视图。在下面的描述中，并且按照惯例，X表示飞行器发动机的纵向轴线，该纵向轴线在飞行器前进的方向上正向定向。
飞行器发动机短舱1采取围绕纵向轴线X的环形形式。这种短舱1包绕空气入口E，该空气入口沿纵向轴线X后面跟随有发动机6(诸如涡轮喷气发动机)。短舱1包括唇缘2，该唇缘沿纵向轴线X后面跟随有管状空气入口件3和管状发动机件4。
唇缘2包括U-形壁，该壁的孔口朝向飞行器后部定向，并且该壁的底部形成唇缘2的前缘2a。唇缘2在前缘2a两侧沿向外定向并与外部空气接触的外部面2b和朝向空气入口E定向的内部面2c延伸。
管状发动机件4包括壁，该壁包绕飞行器发动机6。
管状空气入口件3包括在唇缘2与管状发动机件4之间延伸、处于唇缘2的内部面2c的延伸部中的壁。
飞行器短舱1进一步包括结冰保护系统5，该结冰保护系统包括防结冰装置5a和除冰装置5b。防结冰装置5a和除冰装置具有环形形式。防结冰装置5a全部或部分覆盖唇缘2的壁，也就是说，该防结冰装置沿内部面2c延伸至前缘2a，或者沿内部面2c和外部面2b延伸。除冰装置5b全部或部分覆盖管状空气入口件3的壁。
防结冰装置5a和除冰装置5b包括通常被称为热护套的电阻加热元件阵列、并且分别由第一电能源7a和第二电能源7b供电。
结冰保护系统5进一步包括控制器13，该控制器包括处理单元11和数据存储器12。该数据存储器被配置成用于存储参考表9，该参考表包括一个或多个记录，这些记录被安排成用于各自存储总空气温度TAT1、…、TATk，第二电能源7b的启用时间tA1、…、tAm，以及第二电能源的暂停时间tP1、…、tPn。
根据相关联总空气温度TAT1、…、TATk来预先确定每个记录的启用时间tA1、…、tAm的值和暂停时间tP1、…、tPn的值。例如，对于等于-18℃的总空气温度TAT1(反映在大气中较大的水量)，启用时间tA1可以等于4秒，并且暂停时间tP1可以等于20秒。在暂停时间tP1期间，所估计的是，在管状空气入口件3上产生0.6mm厚的冰。对于等于0℃的总空气温度TAT2(反映在大气中较少的水量)，启用时间tA2可以等于1秒，并且暂停时间tP2可以等于80秒。在暂停时间tP2期间，所估计的是，在管状空气入口件3上产生0.1mm厚的冰。
根据变体，参考表9的每个记录包括除冰功率PG1、…、PGp的值。
做为实例，对于等于-18℃的总空气温度TAT1，除冰功率可以等于15kW/m2，并且对于等于0℃的总空气温度TAT2，除冰功率可以等于3kW/m2。该特征使得可以进一步优化飞行器的能量源。
结冰保护系统5在入口处连接至能够提供当前总空气温度TATc的信息源14。根据在本领域技术人员众所周知的方法，当前总空气温度TATc的值由存在于飞行器的机身上的探测器测量，或者根据一组飞行数据进行估计。
图2呈现了热护套5a、5b的截面视图。这种热护套5a、5b包括芯体20，该芯体包括由第一电能源7a或第二电能源7b供电的电阻加热元件。这种电阻元件可以例如是嵌入热塑性树脂或热固性树脂中的碳纳米管或铝合金。在芯体20的任一侧，固定有第一层玻璃纤维21a和第二层玻璃纤维21b。为了限制热损失，热护套5a、5b利用隔热体24来覆盖，该隔热体通过第一粘合剂23紧固至玻璃纤维21b。热护套5a、5b通过第二粘合剂22紧固至待加热的部分(这里是短舱1的空气入口E的壁8的全部或部分)。热护套5a、5b不受限于这种构型。事实上，粘合剂22、23可以由本领域技术人员已知的锚固构件替代。
根据在附图中未示出的变体，结冰保护系统5的全部或部分可以紧固至隔音板，该隔音板固定在短舱1的空气入口的全部或部分上、并且被配置成用于使发动机6的噪声衰减。结冰保护系统5因此包括通孔以允许隔音板工作。
在操作中，防结冰装置5a由第一电能源7a连续供电，以便将唇缘2的温度维持在大于或等于0℃的温度。该特征防止冰在唇缘2上积聚，并且使得可以引导和/或引起沉积的水朝向管状空气入口件3流动，在该管状空气入口件处水通过形成冰而凝固。为此，控制器13被配置成用于控制第一电能源7a的启用的步骤以用于使防结冰装置5a生效。
有利地，控制器13根据飞行器飞行的气象条件来控制防结冰装置5a的电力供应，以便保证唇缘温度大于或等于0℃。
控制器13被配置成用于根据当前总空气温度值TATc来启用第二电能源7b，以便将存在于管状空气入口件的壁上的冰的厚度限制到三毫米。
为此，控制器13被配置成用于：
-从信息源14获取当前总空气温度值TATc，并且
-根据当前总空气温度值TATc来控制第二电能源7b。
控制器13被配置成用于实施以下子步骤：
-搜索参考表9的、其总空气温度值TAT与当前总空气温度值TATc相对应的记录；
-在参考表9的与当前总空气温度值TATc相关联的记录中读取暂停时间tP和启用时间tA的相应值；
-将第二电能源(7b)控制成：
ο持续周期的暂停时间与所读取的暂停时间tP的值相等，然后
ο持续周期的启用时间与所读取的启用时间tA的值相等。
在本发明的特定的示例性实施例中，当在一方面在参考表9中读取的总空气温度值TAT与在另一方面当前总空气温度值TATc之间的差值低于预定温度阈值时，参考表中读取的这个总空气温度值TAT被认为与当前总空气温度值TATc相对应。例如，当存储在参考表9中的相继的总空气温度值间隔开1度时，该预定温度阈值被选择为等于0.5度。
根据本发明的实施例，控制器13被配置成用于在参考表9的与当前总空气温度值TATc相关联的记录中读取除冰功率PG1、…PGp的值，并且根据所读取的除冰功率PG1、…PGp的值来控制第二电能源7b向除冰装置5b供电。

Claims (9)

1.一种飞行器发动机短舱(1)，所述飞行器发动机短舱包括空气入口(E)，所述空气入口包括唇缘(2)、管状空气入口件(3)、以及结冰保护系统(5)，所述结冰保护系统(5)包括防结冰装置(5a)和除冰装置(5b)，所述防结冰装置由第一电能源(7a)连续供电、并且全部或部分地覆盖所述唇缘(2)，所述除冰装置由第二电能源(7b)供电、覆盖所述管状空气入口件(3)，其特征在于，所述除冰装置(5b)进一步包括控制器(13)，所述控制器被配置成用于：
-获取当前总空气温度值(TATc)，并且
-根据所述当前总空气温度值(TATc)来控制所述第二电能源(7b)。
2.根据前一权利要求所述的短舱(1)，其特征在于，所述控制器(13)被配置成用于根据暂停时间(tP)和启用时间(tA)来迭代地控制所述第二电能源(7b)，在所述暂停时间期间，所述除冰装置(5b)未被供以电能，在所述启用时间期间，所述除冰装置(5b)被供以电能，所述控制器(13)包括处理单元(11)和数据存储器(12)，所述数据存储器中存储了参考表(9)，所述参考表包括一个或多个记录，所述一个或多个记录被安排成用于各自存储总空气温度(TAT1，…，TATk)、以及所述第二电能源(7b)的启用时间(tA1，…，tAm)和暂停时间(tP1，…，tPn)，并且其特征在于，所述控制器(13)被配置成用于：
-搜索所述参考表(9)的、其总空气温度值(TAT)与所述当前总空气温度值(TATc)相对应的记录；
-在所述参考表(9)的与所述当前总空气温度值(TATc)相关联的记录中读取所述暂停时间(tP)和所述启用时间(tA)的相应值；
-将所述第二电能源(7b)控制成：
ο持续周期的暂停时间与所读取的所述暂停时间(tP)的值相等，然后
ο持续周期的启用时间与所读取的所述启用时间(tA)的值相等。
3.根据权利要求2所述的短舱(1)，其特征在于，所述参考表(9)的每个记录包括除冰功率(PG1，…，PGp)，并且其特征在于，所述控制器(13)被配置成用于在所述参考表(9)的与所述当前总空气温度值(TATc)相关联的记录中读取所述除冰功率(PG1，…，PGp)的值，并且根据所读取的所述除冰功率(PG1，…，PGp)的值来控制所述第二电能源(7b)向所述除冰装置5b供电。
4.根据前述权利要求中任一项所述的短舱(1)，其特征在于，所述控制器(13)被配置成用于在根据所述当前总空气温度值(TATc)控制所述第二电能源(7b)的启用之前控制所述第一电能源(7a)的启用。
5.根据前述权利要求中任一项所述的短舱(1)，其特征在于，所述防结冰装置(5a)和所述除冰装置(5b)包括分别由所述第一电能源(7a)和所述第二电能源(7b)供电的电阻加热元件阵列。
6.一种用于飞行器发动机短舱的结冰保护方法，所述飞行器发动机短舱包括空气入口(E)，所述空气入口包括唇缘(2)、管状空气入口件(3)以及结冰保护系统(5)，所述结冰保护系统(5)包括防结冰装置(5a)和除冰装置(5b)，所述防结冰装置由第一电能源(7a)连续供电、并且全部或部分地覆盖所述唇缘(2)，所述除冰装置由第二电能源(7b)供电、覆盖所述管状空气入口件(3)，所述方法的特征在于，所述方法包括由所述结冰保护系统(5)的控制器(13)执行的以下步骤：
-获取当前总空气温度值(TATc)；
-根据所述当前总空气温度值(TATc)来控制所述第二电能源(7b)。
7.根据权利要求6所述的用于飞行器发动机短舱的结冰保护方法，其特征在于，所述控制器(13)被配置成用于根据暂停时间(tP)和启用时间(tA)来迭代地控制所述第二电能源(7b)，在所述暂停时间期间，所述除冰装置(5b)未被供以电能，在所述启用时间期间，所述除冰装置(5b)被供以电能，所述控制器(13)包括处理单元(11)和数据存储器(12)，所述数据存储器中存储了参考表(9)，所述参考表包括一个或多个记录，所述一个或多个记录被安排成用于各自存储总空气温度(TAT1，…，TATk)、以及所述第二电能源(7b)的启用时间(tA1，…，tAm)和暂停时间(tP1，…，tPn)，
根据所述当前总空气温度值(TATc)来控制所述第二电能源(7b)的步骤包括以下子步骤：
-搜索所述参考表(9)的、其总空气温度值(TAT)与所述当前总空气温度值(TATc)相对应的记录；
-在所述参考表(9)的与所述当前总空气温度值(TATc)相关联的记录中读取所述暂停时间(tP)和所述启用时间(tA)的相应值；
-将所述第二电能源(7b)控制成：
ο持续周期的暂停时间与所读取的所述暂停时间(tP)的值相等，然后
ο持续周期的启用时间与所读取的所述启用时间(tA)的值相等。
8.根据权利要求7所述的用于飞行器发动机短舱(1)的结冰保护方法，其特征在于，所述参考表(9)的每个记录包括除冰功率(PG1、…PGp)的值，根据所述当前总空气温度值(TATc)来控制所述第二电源(7b)的步骤进一步包括以下子步骤：
-在所述参考表(9)的与所述当前总空气温度值(TATc)相关联的记录中读取所述除冰功率(PG1、…PGp)的值，并且
-根据所读取的所述除冰功率(PG1、…PGp)的值来控制所述第二电源(7b)向所述除冰装置(5b)供电。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的用于飞行器发动机短舱(1)的结冰保护方法，其特征在于，所述方法包括在根据所述当前总空气温度值(TATc)启用所述第二电能源(7b)的步骤之前启用所述第一电能源(7a)的步骤。
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