CN111746801A - 飞机机翼冰保护系统和方法 - Google Patents

Abstract

飞机机翼冰保护系统和方法。一种飞机机翼，其具有机翼主体，该机翼主体具有翼展和弦。机翼主体的蒙皮具有前边缘部分，该前边缘部分具有界定机翼主体的空腔的内表面。机翼冰保护系统包括弯曲导流件，其设置在空腔内，并且从前边缘部分隔开以限定流体通道，排出空气供应器可操作用于将排出空气输送到流体通道。湍流产生部件位于前边缘部分内，以接合流体通道中的排出空气。所述部件沿着弦向方向和/或沿着翼展方向沿流体通道隔开。热障可以被设置在弯曲导流件上，以将前边缘内部从流体通道热绝缘。

Description

飞机机翼冰保护系统和方法

技术领域

本申请总地涉及飞机机翼，并且更加具体地涉及用于飞机机翼的冰保护系统。

背景技术

某些机翼冰保护系统由从飞机的发动机直接排出的温暖空气驱动。在某些情形中，要求从发动机排出的大量空气，例如三分之二由机翼冰保护系统使用。这可能导致发动机燃料消耗的增加，因为从发动机排出的空气从燃烧过程损失。这会导致燃烧的燃料增加，以用于实现相同的机械动力。

发明内容

在一个方面，提供一种飞机机翼，包括：机翼主体，该机翼主体具有从机翼尖端隔开的机翼根部，以限定机翼的翼展，并具有从后边缘隔开的前边缘，以限定机翼的弦，该机翼主体的蒙皮具有前边缘部分，该前边缘部分具有界定机翼主体的空腔的内表面；机翼冰保护系统，包括：弯曲导流件，该弯曲导流件设置在空腔内，并且从前边缘部分隔开以在其间限定流体通道，该弯曲导流件界定从流体通道分离的前边缘内部；排出空气供应器，其可操作用于将排出空气输送到流体通道；和湍流产生部件，其设置在弯曲导流件和/或前边缘部分的内表面上，以接合流体通道中的排出空气。

在一个方面，提供一种飞机机翼，包括：机翼主体，该机翼主体具有从机翼尖端隔开的机翼根部，以限定机翼的翼展，并具有从后边缘隔开的前边缘，以限定机翼的弦，该机翼主体的蒙皮具有前边缘部分，该前边缘部分具有界定机翼主体的空腔的内表面；机翼冰保护系统，包括：弯曲导流件，其设置在空腔内，并且从前边缘部分隔开以在其间限定流体通道；排出空气供应器，其可操作以用于将排出空气输送到流体通道；和湍流产生部件，其位于前边缘部分内，以接合流体通道中的排出空气，该湍流产生部件在弦向方向上沿流体通道隔开，和/或该湍流产生部件在翼展方向上沿流体通道隔开。

在一个方面，提供一种为飞机的机翼提供冰保护的方法，包括：将排出空气输送到机翼的前边缘部分以沿前边缘部分的内表面流动，包括通过湍流产生部件输送排出空气，该湍流产生部件沿着机翼的弦向方向在前边缘部分内隔开，和/或沿着机翼的翼展方向在前边缘部分内隔开。

附图说明

现在参考附图，其中：

图1A是飞机的透视图；

图1B是图1A的飞机的机翼的顶视图；

图2A是图1A的飞机的机翼的前边缘部分的沿着图1B中的线IIA-IIA截取的截面图；

图2B示出设置在图2A所示机翼的前边缘部分内的湍流产生部件的不同实例；并且

图3示出作为沿前边缘部分的弦向站的函数绘制前边缘部分上的机翼表面温度的曲线图。

具体实施方式

参考绘图，并且更加具体地参考图1A，飞机以1示出，并且在本公开中被一般地描述，以便为参考的意图示意某些构件。飞机1包括具有前端和后端的机身2，使得机舱一般地位于驾驶舱和尾部组件之间。尾部组件包括带有方向舵的垂直稳定器3和带有升降舵的水平稳定器4。尾部组件具有安装于机身的尾部，但是还可以为飞机1使用其它构造，诸如十字形、T形尾部等。机翼10从机身2侧向地凸出。在所描绘的实施例中，飞机1具有受到机翼10支撑的发动机6，但是对于其它飞机，发动机6可以安装到机身2。飞机1被示为喷气发动机飞机，但是还可以是螺旋桨飞机。还理解到飞机1可以是商务飞机，可替代地，它可以是有人或无人的任何其它类型的飞机，包括但是不限于商业飞机或军用飞机。

图1B示出飞机1的机翼10中的一个。机翼10具有形成机翼10的主体并且为其提供结构的机翼主体11。机翼主体11构成机翼10的大部分，并且负责由机翼10产生的几乎全部的升力。在所描绘的实施例中，机翼主体11具有翼展S，翼展S形成飞机1的机翼翼展的一部分。翼展S被限定在机翼主体11的机翼根部15A和机翼主体11的机翼尖端15B之间。机翼根部15A是机翼10的最靠近机身2的部分。

仍然参考图1B，机翼主体11具有内部框架12。内部框架12包括任何适当的构件的相互连接以为机翼主体11提供结构，从而它可以在飞机1的飞行期间支撑作用于机翼10上的负载。在所描绘的实施例中，内部框架12包括梁、肋条、桁条和其它部件的任何适当的布置。如在图1B中所示，内部框架12包括通过多个横向肋条14C互连的前置或前翼梁14A及后置或后翼梁14B。

机翼主体11还包括覆盖内部框架12的蒙皮18，在所描绘的实施例中，蒙皮18提供帮助机翼10产生升力的空气动力学外表面18A。在横向于翼展S的平面中截取的蒙皮18的截面示出了在沿翼展S的该位置处由机翼主体11限定的轮廓。蒙皮18的前边缘部分18A覆盖前翼梁14A，并且蒙皮18的后边缘部分18B覆盖后翼梁14B。前边缘部分18A包括或限定机翼10的前边缘18A’，并且后边缘部分18B包括或限定机翼10的后边缘18B’。机翼10具有限定蒙皮18的最上外表面的第一或上蒙皮部分18C和限定蒙皮18的最下外表面的第二或下蒙皮部分18D(见图2A)。上蒙皮部分18C和下蒙皮部分18D在机翼10的前边缘18A’和后边缘18B’(见图2A)处相遇。蒙皮18是任何适当的金属或复合材料，并且自身封闭，从而它限定机翼10的中空内部19和用于内部框架12的外罩。机翼10可以包括多个飞行控制表面(例如襟翼、扰流板、副翼等)。

如在图1B中所示，机翼主体1背离机翼根部15A沿着翼展方向1“变窄”。在给定的翼展位置处在前边缘18A’和后边缘18B’之间限定的机翼主体11的弦C背离机翼根部15A沿着翼展方向减小。换句话说，沿机翼尖端15B处的翼展方向位置的弦C小于沿机翼根部15A处的翼展方向位置的弦。前翼梁14A和后翼梁14B沿机翼主体11的翼展S在弦向方向上隔开。

在图1B中，中空内部19被划分成干段16A和湿段16B。干段16A是中空内部19的空间，该空间包括有助于机翼10的功能的构件，诸如布线、连杆、管线等。与干段16A相反，湿段16B是中空内部19的空间，在该空间中积聚燃料。湿段16B是形成燃料箱的封闭空间，并且典型地在机翼主体11上更加靠近机翼根部15A定位，以避免大的力矩作用于机翼10上。中空内部19的沿机翼主体11的前边缘部分18A的干段16A是由上蒙皮部分18C和下蒙皮部分18D竖直地界定且由前翼梁14A和蒙皮18的前边缘部分18A沿着弦向方向界定的空间。

图2A示出在横向于机翼主体11的翼展S截取的截面平面中的蒙皮18的前边缘部分18A。前边缘部分18A包括压力侧区段18E和抽吸侧区段18F。图2A中的压力侧区段18E是下蒙皮部分18D的一部分，并且抽吸侧区段18F是上蒙皮部分18C的一部分。压力侧区段18E和抽吸侧区段18F会聚并且相遇，以限定机翼10的前边缘18A’。前边缘部分18A具有弯曲截面形状。在图2A中，前边缘部分18A具有形式为“C”的截面形状。前边缘部分18A限定内表面18G和外表面18H。外表面18H被暴露于元件，并且暴露于沿机翼10的空气流。内表面18G相对于元件被屏蔽。内表面18G沿它的前边缘18A’限定且界定机翼主体10的空腔19A。图2A所示空腔19A是中空内部19的沿上述机翼主体11的前边缘部分18A的干段16A的一部分。

冰可以在机翼主体11上并且沿其积聚。对于某些机翼10，冰的积聚可能沿机翼主体11的前边缘部分18A的外表面18H最成问题。机翼10因此具有机翼冰保护系统20。机翼冰保护系统20用于移除已经在机翼10上积聚的冰(有时称作“除冰”)和/或防止冰在机翼10上形成和积聚(有时称作“防冰”)。机翼冰保护系统20在这里被描述为沿机翼10的前边缘部分18A使用。将会理解，通过对在这里描述的机翼冰保护系统20的特征作出适当的调整，机翼冰保护系统20还可以用于为机翼10的其它部分提供冰保护，包括但是不限于后边缘部分18B和上蒙皮部分18C及下蒙皮部分18D。在图2A中，沿机翼主体11的特定翼展方向位置示出了机翼冰保护系统20。将会理解，机翼冰保护系统20可以沿机翼主体11的翼展S的全部或一部分延伸，或沿机翼主体11的翼展S的全部或一部分有效。

仍然参考图2A，机翼冰保护系统20具有位于空腔19A内的弯曲导流件22。导流件22从机翼主体11的任何适当的部分(例如肋条14C，前翼梁14A，上或下蒙皮部分18C、18D等)在结构上受到支撑，从而导流件22被悬置在空腔19A内，并且相对于机翼主体11静止。导流件22具有沿弦C测量的弦向范围，该弦向范围可以取决于正被讨论用于机翼10的机翼冰保护系统20的期望冰保护功能而变化。在所描绘的实施例中，导流件22还具有翼展方向范围。导流件22的翼展方向范围可以是中断或不中断的。

导流件22从前边缘部分18A隔开，以限定从发动机6排出的空气能够沿其流动的流体通道19B。流体通道19B是空腔19A沿前边缘部分18A的一部分。导流件22从前边缘部分18的内表面18G隔开。流体通道19B因此沿着弦向方向在内表面18G和导流件22之间界定。流体通道19B邻近于前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F，从前边缘18A’向后沿着弦向方向延伸。在所描绘的实施例中，因为导流件22和前边缘部分18A也具有截面“C”形状，所以流体通道19B在所示截面中具有“C”形状。用于导流件22的其它形状和因此用于流体通道19B的其它形状是可能的。图2A中的流体通道19B具有邻近于机翼主体11的前边缘18A’相遇并且会聚的压力侧区段19B’和抽吸侧区段19B”。在所描绘的实施例中，流体通道19B也具有翼展方向范围。在机翼主体11内，流体通道19B的翼展方向范围可以由构件或通过设计而中断或不中断。

弯曲导流件22进一步沿前边缘部分18A分隔空腔19A。导流件22界定前边缘内部19C，并且从流体通道19B分离前边缘内部19C。导流件22的外表面22A界定流体通道19B，并且导流件22的内表面22B界定前边缘内部19C。前边缘内部19C位于弯曲导流件22的内侧。在图2A中，弯曲导流件22沿它的弦向范围和/或翼展方向范围是实心的，且不被孔隙中断。导流件22因此沿导流件22的弦向和/或翼展方向范围的大部分或全部来防止或大幅减小在流体通道19B和前边缘内部19C之间的流体连通。前边缘内部19C因此被从流体通道19B基本流体隔离，从而导流件22防止引入到流体通道19B中的排出空气BA进入前边缘内部19C。图2A中的导流件22是弯曲板。导流件22可以是能够限定流体通道19B并且沿机翼10的前边缘部分18A分隔空腔19A的任何其它物体或结构。导流件22可以由任何适当的材料制成，包括但是不限于复合材料和金属。

仍然参考图2A，机翼冰保护系统20还具有排出空气供应器24。排出空气供应器24是将温暖或热的排出空气BA从飞机1的发动机6输送到流体通道19B中的构件的结构或组件。在所描绘的实施例中，空气BA从一个或多个发动机6的压缩机级抽出或排出。在所描绘的实施例中，空气BA从在该一个或多个发动机6的风扇下游的一个或多个发动机6的压缩机抽出或排出。从风扇下游的压缩机级排出的空气BA具有比从风扇自身排出的空气更高的温度。由排出空气供应器24提供的排出空气BA通过流体通道19B循环，并且沿前边缘部分18A温暖机翼主体11的蒙皮18，由此帮助熔化冰或防止冰的形成和积聚。在图2A中，排出空气BA朝向机翼10的后边缘18B’沿着弦向方向通过压力侧区段19B’和抽吸侧区段19B”在流体通道19B中循环。排出空气BA围绕导流件22循环，并且最终经由在图2A中示为在前边缘部分18A的压力侧区段18E中形成的排出空气出口18I离开空腔19A和机翼主体11。将会理解，除了沿着弦向方向朝向机翼10的后边缘18B’循环，排出空气BA还可以通过机翼主体11沿着翼展方向在流体通道19B中循环。因此将理解，机翼冰保护系统20是在功能上用于从发动机6排出温暖空气的气动机翼冰保护系统20。

将会理解，提供这种功能的、用于排出空气供应器24的很多不同的构造是可能的，并且在本公开的范围内。现在参考图2A描述排出空气供应器24的一个可能的非限制性构造。排出空气供应器24包括具有翼展方向范围并且被设置在空腔19A中的管道24A。管道24A与发动机6中的一个或多个流体连通，以从那里接收排出空气BA。图2A中的管道24A沿着弦向方向从前边缘18A’隔开，并且与此相邻。管道24A具有一个或多个管道孔口24B，排出空气BA通过所述管道孔口被输送到流体通道19B中。孔口24B可以围绕管道24A的纵向轴线沿着周向相互分开地隔开，并且还可以沿着翼展方向沿管道24A的轴线相互隔开。在所示意的实施例中，管道24A在导流件22的压力侧区段22C和抽吸侧区段22D的会聚点处安装到导流件22。管道24A的这个位置将孔口24B邻近于蒙皮18的内表面18G布置在前边缘18A’处，从而允许排出空气BA在压力下被输送通过孔口24B，以首先撞击在前边缘18A’处的内表面18G上，然后沿前边缘部分18A通过流体通道19B分散，因此沿蒙皮18的前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F加热全部的内表面18G。将会理解，管道24A还可以在空腔19A中位于别处。管道24A还可以是能够实现在这里归于它的功能的任何其它导管或流动输送装置。

仍然参考图2A，机翼冰保护系统20还包括湍流产生部件26。湍流产生部件26(有时在这里简单地称作“部件26”)是在行进通过流体通道19B时在排出空气BA中产生湍流和/或增加流体通道19B中的排出空气BA的努塞尔数(Nu)的物体、结构或构造。部件26可以被设置在前边缘部分18A的内表面18G和弯曲导流件22中的任一个或两者上，从而接合流体通道19B中的排出空气BA。在流体通道19B中产生湍流可以增加将热量从排出空气BA传递到蒙皮18的前边缘部分18A的效力，并且由此可以帮助提高熔化外表面18H上的冰或防止它形成和积聚的效力。部件26可以因此引起从排出空气BA到机翼10的前边缘部分18A的热传递的增加。机翼冰保护系统20因此在机翼前边缘18A’的内部空腔19A内并且在在前边缘18A’的蒙皮18的内表面18G上撞击的热排出空气BA的路径内使用湍流产生部件26。这可以帮助减小为了冰保护意图而要求的热排出空气BA的量，并且由此允许减少从发动机6中的一个或多个排出的空气。减少从发动机6中的一个或多个排出的空气的量可以允许发动机6为相同的机械动力消耗较少燃料。

湍流产生部件26的不同的形状、样式、布置、位置和构造能够实现这个功能，其全部在本公开的范围内。现在更加详细地描述湍流产生部件26的某些可能的形状、样式、布置、位置和/或构造。

仍然参考图2A，部件26可以沿前边缘部分18A位于不同的位置处。在图2A中，部件26沿着弦向方向隔开，以在前边缘部分18A的不同弦向的位置或“站”处接合流体通道19B中的排出空气BA。在所示意的实施例中，部件26还沿着前边缘部分18A的翼展方向隔开(见图1B)。将会理解，翼展方向位置和弦向位置处的部件26的任何组合都是可能的。例如，在第一翼展方向位置处，可以存在沿着弦向方向隔开的第一数目的部件26，并且在不同于第一翼展方向位置的第二翼展方向位置处，可以存在也沿着弦向方向隔开的、不同于第一数目的第二数目的部件26。还可以在翼展方向位置之间设计流动通道。

部件26还可以沿前边缘部分18A定位于最期望冰保护的位置处。例如，并且如在图2A中所示，部件26邻近前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F两者定位。从排出空气BA的热传递可以因此在压力侧区段18E和抽吸侧区段18F两者上得到增强。这可以减小对于给定的冰保护条件所要求的排出空气BA的量，因此随后在帮助减少燃料燃烧的同时最小化从发动机6排出的空气，从而帮助增强发动机性能。在一个可替代实施例中，部件26邻近于前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F中的仅一者定位。

各种形状和类型的部件26可以用于接合流体通道19B中的排出空气BA，其中的某些现在参考图2B更加详细地描述。参考图2B的插图(i)，一组第一部件26A包括从导流件22的外表面22A和前边缘部分18A的内表面18G两者向外延伸并且进入流体通道19B中的肋条突起。肋条突起基本垂直于排出空气BA的预期流动方向定向。参考图2B的插图(ii)，一组第二部件26B也包括从导流件22的外表面22A和前边缘部分18A的内表面18G两者向外延伸并且进入流体通道19B中的肋条突起。肋条突起基本相互平行地定向并且相对于排出空气BA的预期流动方向倾斜(即成角度)。参考图2B的插图(iii)，一组第三部件26C也包括从导流件22的外表面22A和前边缘部分18A的内表面18G两者向外延伸并且进入流体通道19B中的肋条突起。肋条突起基本相互平行地定向并且被成形为“人字形(Chevrons)”，并且因此具有“V”形。参考图2B的插图(iv)，一组第四部件26D也包括从导流件22的外表面22A和前边缘部分18A的内表面18G两者向外延伸并且进入流体通道19B中的肋条突起。肋条突起彼此横向地定向，从而从前边缘部分18A的内表面18G向外延伸的肋条突起具有与从导流件22的外表面22A向外延伸的肋条突起不同的定向。参考图2B的插图(v)，一组第五部件26E包括在导流件22的外表面22A和前边缘部分18A的内表面18G之间延伸通过流体通道19B的支柱或基座。这些支柱可以将涡流引入排出空气BA的流动中。成组的部件26A、26B、26C、26D、26E可以被称作“增强器”。成组的部件26A、26B、26C、26D、26E中的每一组可以包括一个或多个湍流产生部件26。将会理解，其它形状和类型的部件26也是可能的，并且在本公开的范围内。例如，在一个可替代实施例中，一组部件26包括向内延伸到导流件22的外表面22A和前边缘部分18A的内表面18G之一或两者中的凹部。在另一个实施例中，一组部件26包括突起和凹部两者。将会理解，成组的部件26A、26B、26C、26D、26E是相互不同的，这里，“不同”理解为意味着成组的部件26A、26B、26C、26D、26E中的每一组对于流体通道19B中的排出空气BA的流动具有独特的影响。

图2A示出沿前边缘部分18A的部件26的样式或布置的一个可能的实例。将会理解，在图2A所示实施例中，排出空气BA顺序地通过不同组的部件26行进。成组的第一部件26A位于与机翼10的前边缘18A’相对应的前边缘部分18A的第一弦向站处。一组第五部件26E位于前边缘部分18A的第二站处，所述第二站沿着弦向方向从第一站隔开并且在其下游(沿排出空气BA的流动方向)。第五部件26E邻近于前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F两者定位。一组第三部件26C位于前边缘部分18A的第三站处，所述第三站沿着弦向方向从第二站隔开并且在其下游。第三部件26C邻近于前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F两者定位。最后，一组第四部件26D位于前边缘部分18A的第四站即最后的站处，所述第四站沿着弦向方向从第三站隔开并且在其下游。第四部件26D邻近于前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F两者定位。因此存在成组的部件26和弦向站的N×S种可能的组合，其中N是部件26的组数，并且S是弦向站的数目。在流体通道19B中使用各种成组的部件26可以帮助沿着机翼10的弦C方向和翼展S方向两者控制或定制沿前边缘部分18A的外表面18H的温度。

虽然部件26在以上被描述为存在于导流件22和前边缘部分18A的内表面18G两者上，但是将会理解，部件26可以位于导流件22和前边缘部分18A的内表面18G中的仅一者上。部件26可以使用任何适当的技术形成。在一个实施例中，部件26与导流件22和/或前边缘部分18A的内表面18G成一体，并且通过加工用于形成导流件22和/或前边缘部分18A的内表面18G的材料来形成。在部件26成一体的另一个实施例中，在导流件22和/或前边缘部分18A的内表面18G的制造期间，使用增材制造形成部件26。在另一个实施例中，部件26被从导流件22和/或前边缘部分18A的内表面18G分开地形成，并且使用任何适当的技术(例如机械紧固器、结合等)被附接于此。

机翼冰保护系统20因此包括湍流产生部件26，在至少一个可能的实施例中，这些湍流产生部件26是相互不同的，并且沿机翼10的翼展S位于不同的弦向站和翼展方向位置处。

在可选的实施例中，诸如图2A所示实施例，机翼冰保护系统20还包括热障28。热障28被设置在导流件22上，以将前边缘内部19C从流体通道19B中的热排出空气BA热绝缘。当排出空气BA流动通过流体通道19B时，由于热障28，在流体通道19B中限定第一空气温度，并且在前边缘内部19C中限定低于第一空气温度的第二空气温度。通过防止或减小从流体通道19B朝向前边缘部分18A的内部的热传递，热障28帮助确保排出空气BA中的热能主要或仅仅在它对于执行用于前边缘部分18A的冰保护而言最有效的流体通道19B中输送。热障28因此帮助向外朝向机翼10的外蒙皮18导引排出空气BA中的热能。

很多类型和构造的热障28能够实现这个功能，并且全部被包括在本公开中。在所描绘的实施例中，热障28包括施加到导流件22的表面的涂层28A。可以使用很多可能的热障涂层28A(TBC)，例如包括氧化铝基、热喷涂陶瓷和由NiCoCrAl构成的基板。在另一个实施例中，热障28由构成导流件22的绝热材料形成。在图2A中，热障28被示为设置在导流件22的外表面22A和内表面22B两者上。热障28被设置在导流件22的压力侧区段22C和抽吸侧区段22D两者上。热障28还被设置在前翼梁14A的一部分上。热障28还被设置于在压力侧区段22C和抽吸侧区段22D之间延伸的导流件22的隔膜22E上，以将前边缘内部19C分隔成前部19C’和后部19C”。前部19C’被从流体通道19B密封，从而防止排出空气BA进入前部19C’。排出空气BA自由地行进通过后部19C”，以最终经由排出空气出口18I离开空腔19A。隔膜22E是竖立的，并且可以沿着翼展方向延伸。在另一个实施例中，热障28仅仅被设置在导流件22的外表面22A上。

当成组的部件26以N×S种可能的组合中的至少某些组合定位时，可以能够影响流体通道19B中的排出空气BA的努塞尔数。努塞尔数(Nu)是无量纲的热传递/流动参数，这是由经验因子C修正的雷诺数(Re)和潘德特数(Pr)的乘积，该经验因子C由特定组的部件26的热量增强决定。对于相同的Re，当与不带部件26的光滑流体通道相比较时，可以能够使用成组的部件26的N×S种可能的组合中的至少某些将Nu增加几个数量级。因此成组部件26的N×S种可能的组合中的至少某些可以用更低的排出空气BA的量在流体通道19B中允许类似的或更好水平的热传递。使用这个方案可以允许减少用于冰保护操作的从发动机6中的一个或多个抽出的排出空气BA。这可以继而降低发动机的燃料消耗，并且当结冰可能普遍时，使得更多的发动机动力可用于飞行任务的关键部分，诸如起飞和爬升。使用这个方案可以允许降低从该一个或多个发动机6排出的空气的温度，因此允许从不同的发动机位置抽出排出空气BA，通过减小比燃料消耗(SFC)，这可以更加有利于发动机性能。

当成组的部件26以N×S种可能的组合中的至少某些组合定位时，可以能够沿前边缘部分18A的压力侧区段18E和抽吸侧区段18F提供更加均匀的温度分布。图3示出作为在压力侧区段18E和抽吸侧区段18F两者上沿前边缘部分18A的弦向站的函数绘制在蒙皮18的前边缘部分18A上的摄氏度温度的曲线图。水平轴线上的零值对应于在前边缘18A’处的站，负值对应于沿压力侧区段18E的站，并且正值对应于沿抽吸侧区段18F的站。如能够看到地，由成组的部件26的N×S种可能的组合中的至少某些组合的使用引起的可能的温度廓线T形成了平滑的弧，其在压力侧区段18E和抽吸侧区段18F上的相应的站处具有基本均匀的温度值。图3还为在沿不使用部件26的前边缘的三个不同的翼展方向位置处的三个不同的弦向站示出了三条温度廓线I、II、III。与平滑且比较均匀的可能的温度廓线T相对照，该三条温度廓线I、II、III在温度值方面大幅波动，并且在前边缘下游的相应的压力侧位置和抽吸侧位置上是不均匀的。

参考图2A，还公开了一种为机翼10提供冰保护的方法。该方法包括将排出空气BA输送到前边缘部分18A，以沿前边缘部分18A的内表面18G流动。这包括通过湍流产生部件26输送排出空气BA，湍流产生部件26沿着弦向方向在前边缘部分18A内隔开，和/或沿着翼展方向在前边缘部分18A内隔开。

以上描述仅仅旨在是示例性的，并且本领域技术人员将会认识到，可以在不偏离所公开的本发明的范围的情况下对所描述的实施例作出改变。根据本公开，落入本发明的范围内的另外的其它修改对于本领域技术人员而言将是清楚的，并且这种修改旨在落入所附权利要求内。

Claims (29)

1.一种飞机机翼，包括：

机翼主体，所述机翼主体具有从机翼尖端隔开的机翼根部，以限定所述机翼的翼展，并具有从后边缘隔开的前边缘，以限定所述机翼的弦，所述机翼主体的蒙皮具有前边缘部分，所述前边缘部分具有界定所述机翼主体的空腔的内表面；

机翼冰保护系统，包括：

弯曲导流件，所述弯曲导流件被设置在所述空腔内，并且从所述前边缘部分隔开以在其间限定流体通道，所述弯曲导流件界定从所述流体通道分离的前边缘内部；

排出空气供应器，所述排出空气供应器能够操作以用于将排出空气输送到所述流体通道；和

湍流产生部件，所述湍流产生部件被设置在所述弯曲导流件和/或所述前边缘部分的所述内表面上，以接合所述流体通道中的排出空气。

2.根据权利要求1所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件包括突起，所述突起从所述弯曲导流件和/或所述内表面延伸到所述流体通道中。

3.根据权利要求1或2所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件包括凹部，所述凹部延伸到所述弯曲导流件和/或所述内表面中。

4.根据权利要求1到3中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件沿所述弯曲导流件和/或所述内表面在弦向方向上隔开。

5.根据权利要求1到4中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件沿所述弯曲导流件和/或所述内表面在翼展方向上隔开。

6.根据权利要求1到5中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件被设置在所述弯曲导流件和所述前边缘部分的所述内表面中的仅一者上。

7.根据权利要求1到5中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件被设置在所述弯曲导流件和所述前边缘部分的所述内表面两者上。

8.根据权利要求1到7中任何一项所述的飞机机翼，其中所述蒙皮的所述前边缘部分包括压力侧区段和抽吸侧区段，所述湍流产生部件邻近于所述前边缘部分的所述压力侧区段和抽吸侧区段中的仅一者定位。

9.根据权利要求1到7中任何一项所述的飞机机翼，其中所述蒙皮的所述前边缘部分包括压力侧区段和抽吸侧区段，所述湍流产生部件邻近于所述前边缘部分的所述压力侧区段和抽吸侧区段两者定位。

10.根据权利要求1到9中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件包括一组第一湍流产生部件和至少一组第二湍流产生部件，所述第一湍流产生部件不同于所述第二湍流产生部件。

11.根据权利要求1到10中任何一项所述的飞机机翼，其中所述弯曲导流件包括界定所述流体通道的外表面和界定所述前边缘内部的内表面，所述机翼冰保护系统具有热障，所述热障被设置在所述外表面和/或所述内表面上，以将所述前边缘内部从所述流体通道热绝缘。

12.根据权利要求11所述的飞机机翼，其中所述热障仅被设置在所述外表面上。

13.根据权利要求11或12中任何一项所述的飞机机翼，其中所述热障是涂层。

14.一种飞机机翼，包括：

机翼主体，所述机翼主体具有从机翼尖端隔开的机翼根部，以限定所述机翼的翼展，并具有从后边缘隔开的前边缘，以限定所述机翼的弦，所述机翼主体的蒙皮具有前边缘部分，所述前边缘部分具有界定所述机翼主体的空腔的内表面；

机翼冰保护系统，包括：

弯曲导流件，所述弯曲导流件被设置在所述空腔内，并且从所述前边缘部分隔开以在其间限定流体通道；

排出空气供应器，所述排出空气供应器能够操作以用于将排出空气输送到所述流体通道；和

湍流产生部件，所述湍流产生部件位于所述前边缘部分内，以接合所述流体通道中的排出空气，所述湍流产生部件在弦向方向上沿所述流体通道隔开，和/或所述湍流产生部件在翼展方向上沿所述流体通道隔开。

15.根据权利要求14所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件包括突起，所述突起从所述弯曲导流件和/或所述内表面延伸到所述流体通道中。

16.根据权利要求14或15所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件包括凹部，所述凹部延伸到所述弯曲导流件和/或所述内表面中。

17.根据权利要求14到16中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件被设置在所述弯曲导流件和所述前边缘部分的所述内表面中的仅一者上。

18.根据权利要求14到16中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件被设置在所述弯曲导流件和所述前边缘部分的所述内表面两者上。

19.根据权利要求14到18中任何一项所述的飞机机翼，其中所述蒙皮的所述前边缘部分包括压力侧区段和抽吸侧区段，所述湍流产生部件邻近于所述前边缘部分的所述压力侧区段和抽吸侧区段中的仅一者定位。

20.根据权利要求14到18中任何一项所述的飞机机翼，其中所述蒙皮的所述前边缘部分包括压力侧区段和抽吸侧区段，所述湍流产生部件邻近于所述前边缘部分的所述压力侧区段和抽吸侧区段两者定位。

21.根据权利要求14到20中任何一项所述的飞机机翼，其中所述湍流产生部件包括一组第一湍流产生部件和至少一组第二湍流产生部件，所述第一湍流产生部件不同于所述第二湍流产生部件。

22.根据权利要求14到21中任何一项所述的飞机机翼，其中所述弯曲导流件包括界定所述流体通道的外表面，和界定从所述流体通道分离的所述机翼主体的前边缘内部的内表面，所述飞机机翼进一步包括设置在所述外表面和/或所述内表面上的热障。

23.根据权利要求22所述的飞机机翼，其中所述热障仅被设置在所述外表面上。

24.根据权利要求22或23所述的飞机机翼，其中所述热障是涂层。

25.一种为飞机的机翼提供冰保护的方法，包括将排出空气输送到所述机翼的前边缘部分，以沿所述前边缘部分的内表面流动，包括通过湍流产生部件输送排出空气，所述湍流产生部件沿着所述机翼的弦向方向在所述前边缘部分内隔开，和/或沿着所述机翼的翼展方向在所述前边缘部分内隔开。

26.根据权利要求25所述的方法，其中输送排出空气包括沿所述前边缘部分的压力侧区段和/或沿所述前边缘部分的抽吸侧区段输送排出空气。

27.根据权利要求25或26所述的方法，其中输送排出空气包括顺序地通过一组第一湍流产生部件和不同于所述一组第一湍流产生部件的至少一组第二湍流产生部件输送排出空气。

28.根据权利要求25到27中任何一项所述的方法，其中输送排出空气包括仅在紧邻所述机翼的所述前边缘部分的所述内表面限定的流体通道中输送排出空气，所述前边缘部分的内部的其余部分基本不含排出空气。

29.根据权利要求25到28中任何一项所述的方法，包括从飞机的燃气涡轮发动机的压缩机供给排出空气。

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