CN113260792A - 喷射式风机和包含这种风机的运输工具 - Google Patents

喷射式风机和包含这种风机的运输工具 Download PDF

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Abstract

描述了一种风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)，其具有能与主空气流(F1)的源(120、121、123、203、405、410、412)流体连接并限定用于主空气流(F1)的第一通道(12)的第一输送元件(11)；接收来自第一通道(12)的主空气流(F1)的第一等分部分的第一口部(19)；第一口部(19)将第一等分部分引导到其上的第一附壁表面(20)；以及与第一口部(19)流体连接并且能够被来自第一口部(19)的第一等分部分和次空气流(F2)穿过的第一开口(14)；风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)包括第二输送元件(30)，该第二输送元件与第一输送元件(11)流体连接并且在内部限定用于主空气流(F1)的第二等分部分的第二通道(32)，并且包括：接收来自第二通道(32)的第二等分部分的第二口部(35)以及第二口部(35)将第二等分部分引导到其上的第二附壁表面(36)。

Description

喷射式风机和包含这种风机的运输工具
相关申请的交叉引用
本专利申请要求2018年12月24日提交的欧洲专利申请第18215862.6号的优先权，其全部公开内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明涉及一种风机。
本发明还涉及一种包括这种风机的运输工具。
在本说明书中，术语“运输工具”是指飞行器、海上或铁路运输工具，更一般地是指任何移动物体。
优选地，运输工具是飞行器。
背景技术
例如从申请EP-B-2191142中已知通常被称为“无叶片式”的风机，该风机基本上包括：
-使风机旋转以产生主空气流的驱动马达；以及
-与风机流体连接并限定中心开口的环形输送管道。
输送管道包括用于由风机产生的主空气流的内部通道、环形口部和同样为环形并与该口部相邻的附壁表面(Coanda surface)。
更确切地说，输送管道包括限定环形口部的径向内壁和径向外壁。
环形口部朝向由径向内壁和径向外壁界定的输送管道的出口具有锥形形状。
附壁表面被设置成使得从环形口部出来的主空气流被引导到所述附壁表面上。
主空气流在风机的吸入区段产生减压(depression)，该减压被附壁效应放大并产生次空气流，次空气流是被主空气流特别是从出口区域带走。
该次空气流穿过输送管道的中心开口并添加到主空气流中，从而增加了由风机移动的总空气流。
根据EP-B-219142的教导，该风机旨在用于家庭应用，并且风机的吸入横截面以及因此主流的吸入横截面以及该风机的送出横截面在相同的环境中限定。
因此，风机的机械能基本上仅导致主空气流和次空气流中的一个动能增加。
在本领域中感觉到需要升高上述风机的压头，以使其能够在彼此不同的压力水平的两个不同环境之间输送主流和次流。
这是为了使上述风机适合在存在不同压力值的环境的飞行器上实施。
在本领域中还感觉到需要优化输送管道的出口口部上游的主空气流的流体动力学行为，以提高所述风机的效率和静音。
对于航空领域，传统类型的风机用于大量应用，例如冷却电子设备、发动机和变速器。
更具体地说，在航空领域，感到需要降低可能导致部件损失的风机故障风险。
事实上，由于高速投射的碎片可能会损坏飞行器设备，或者由于通风设备过热，这样的故障可能对飞行器的飞行安全产生直接影响。
替代地，在航空领域，使用喷射泵代替传统风机。
然而，这些喷射泵具有不可忽视的噪音水平和次优效率。
因此，在航空领域中感到需要易于安装在上述应用中并且以振动和噪音水平低、安全性和可靠性水平高、重量、成本和消耗有限为特征的风机。
这是为了降低乘客在客舱内遭受的振动和噪音水平，提高飞行器的有效载荷并降低飞行器本身产生的污染水平。
US-B-2488467、US-B-3795367、US-B-3885891、US-B-8356804和US-A-2018/0223876描述了已知类型的风机。
US-A-3047208公开了根据权利要求1的前序部分的风机。
发明内容
本发明的目的是制造一种风机，其以简单且经济的方式满足上述要求中的至少一个。
上述目的通过本发明实现，因为它涉及根据权利要求1的风机。
本发明还涉及根据权利要求13的运输工具。
附图说明
为了更好地理解本发明，下面通过非限制性例子并参照附图描述优选实施方式，在附图中：
-图1是包括根据本发明的实施方式的风机的运输工具(例如直升机)的透视图；
-图2是图1中风机的透视图；
-图3以放大视图和剖面示出了图1和图2中风机的一些细节；
-图4是图2和图3中风机沿着图2中IV-IV线的剖面；
-图5是包括图2至图4中的风机的运输工具的客舱空调系统和乘客舱的示意图；
-图6是用于包括图2至图4中的风机和空气循环冷却单元的运输工具的航空电子舱冷却系统的示意图；
-图7是包括热交换器和图2至图4中的风机的系统的示意图；以及
-图8是包括一对航空电子舱和一对图2至图4的风机的系统的示意图，其中一个风机与来自运输工具的涡轮气体系统的压缩机的排气管线流体连接。
具体实施方式
参照图1，附图标记1表示运输工具。
在本说明书中，术语“运输工具”被理解为表示任何自动推进机器，特别是陆地、空中、海上运输工具。
优选地，运输工具1是飞行器，在所示的情况下是直升机。
直升机1基本上包括机身2、设置在机身2上方的主旋翼3以及尾旋翼5。
机身2在相对两侧包括机头6和支撑尾旋翼5的尾梁4。
直升机1还包括：
-多个无叶片型风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h(图2至图8)；以及
-用于为风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h供应相应的主空气流F1的一个或多个源。
如下面在本说明书中更详细所述，每个风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的操作决定了从相应的吸入环境15吸入次流F2。
风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h还将主流F1和次流F2送到相应的送出环境16。
风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h彼此相同，下面在本说明书中仅描述一个风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h。
更详细地，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h围绕轴线A延伸。
风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h基本上包括：
-输送管道11，其围绕轴线A以环形方式延伸并在其中限定用于主流F1的通道12；以及
-径向延伸的一对端口41、42，该对端口用于将输送管道11与不同于所述风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的一个或多个主流源F1流体连接。
输送管道11还限定了相对于轴线A的环形开口14。
开口14将风机10的吸入环境15与该风机10的送出环境16分开。
特别地，环境15、16彼此不同。
优选地，环境15、16设置在不同的压力水平。
输送管道11特别是包括彼此相对的壁17和壁18。
壁17具有相对于壁18主要在外部径向延伸的部分，并且在口部19处在径向内部位置向回弯曲至所述壁18。
壁17、18在它们之间限定了输送管道11的出口口部19。
口部19与通道12和开口14流体连接，以允许主流F1的第一等分部分从通道12朝向所述开口14离开。
输送管道11还包括附壁表面20，在主流F1从通道12输出时，口部19在该附壁表面上附带主流F1。
由于附壁效应，主空气流F1贴附表面20流动并在表面20处产生减压，该减压引起次空气流F2。次空气流F2被主空气流F1通过开口15并朝向送出环境16带走。
在所示的情况下，附壁表面20由壁18限定。
优选地，壁17、18在口部19处彼此平行。
换言之，口部19的厚度基本恒定。
风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g包括另外的环形输送管道30，该输送管道30与输送管道11流体连接并在其中限定用于主流F1的另外的等分部分的通道32；输送管道30还包括：
-一对口部35，其与通道32流体连接，以将主流F1的另外的等分部分从通道12输送到开口14；以及
-一对附壁表面36，在主流F1从通道12输出时，口部35将主流F1引导到该附壁表面36上。
输送管道30围绕轴线A以环形方式延伸。
主空气流F1的流速在表面36处产生减压，该减压引起次空气流F2，次空气流F2被主空气流F1通过开口15并朝向输送环境16带走。
更详细地，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h包括插入在输送管道12、30之间的一对径向管道40。
更确切地说，管道40与输送管道11、30的通道12、32流体连接。
在当前情况下，管道40完全限定壁18。
输送管道30特别是包括(图3)：
-径向外壁46；
-径向内壁47；以及
-由插入在壁46、47之间的轴向区段49形成的壁48以及从壁47突出并且分别在径向内侧和外侧的弯曲的一对壁50、51。
在所示的情况下，壁46与管道40连接，特别是与管道40成一体。
一个口部35由壁46和壁50限定，另一个口部35由壁47和壁51限定。
附壁表面36由壁46、47限定。
更详细地，输送管道30与输送管道11同轴并被该输送管道11围绕。
输送管道30还包括与通道12、32流体连接并与轴线A同轴地设置在开口14内的喷嘴38。
更具体地，喷嘴38设置在输送管道30的径向内侧。
喷嘴38在轴线A上。
在所示的实施方式中，喷嘴38是非附壁喷嘴。
此外，输送管道30包括一对径向管道80，它们设置在喷嘴38的相应的相对的径向两侧。
每个管道80在其一个径向端部上与相应的管道40和相应的口部35流体连接，并在其另一个端部上与喷嘴38流体连接。
有利地，喷嘴38在平行于轴线A的方向上直接喷射流入通道32的主流F1的定量的剩余等分部分。在一个实施方式中，喷嘴38仅喷射主流F1的剩余等分部分，而不喷射次空气流F2。
在所示的实施方式中，喷嘴38相对于通过它的所述主流F1的定量的剩余等分部分的前进方向会聚。
优选地，每个输送管道11、30包括(图3)设置在相应的通道22、32内的壁37。
特别地，每个壁37垂直于轴线A延伸，是轴线A的环形并且具有与轴线A径向等距的多个开口39。
输送管道11的壁37介于壁17、18之间。
输送管道30的壁37介于区段49与壁46之间，并且介于区段49与壁47之间。
开口39用于在相应的口部19、35的上游尽可能地减小由于在输送管道11、30内的运动引起的主流F1的湍流水平。
在所示的情况下，开口39的形状为四边形、或多边形或圆形。
更详细地，输送管道11、30被成形为对称的空气动力学轮廓，该轮廓优选具有在0度和20度之间的附接角。
优选地，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h包括一对止回阀43、44，这对止回阀沿着端口41、42设置并且用于防止主流F1不希望地朝向该主流F1的源返回。
优选地，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h包括沿着端口41、42中的一个端口设置并且用于沿着相应的端口41、42产生局部压降的隔膜45。如果相关的端口41、42流体连接至高压源，则该隔膜45是适宜的。
开口14具有圆冠形状。
参照图5，示意性示出了直升机1的客舱101和驾驶舱102的调节系统100。
系统100本身是已知的并且在理解本发明所必需的程度上进行了描述。
系统100基本上包括：
-用于客舱101和驾驶舱102的热空气产生单元103；
-与客舱101热耦合的制冷单元104；
-与驾驶舱102热耦合的制冷组105；
-限定与客舱101的连续空气循环的回路106，该回路与单元104热耦合并与单元103流体连接；以及
-限定与驾驶舱102的连续空气循环的回路107，该回路与单元105热耦合并与单元103流体连接。
组103基本上包括流体管线110，可以给该流体管线110供应可以从直升机1的发动机系统111引出的空气流。
特别地，发动机系统111包括一对涡轮气体组(turbo-gas group)，每个涡轮气体组基本上由压缩机112和涡轮机113形成。流体管线110与压缩机112流体连接。
风机10a沿着流体管线110插入，以朝向组104、105供应主流F1和次流F2。
更确切地说，风机10a的主流的吸入环境15是外部环境108，而风机10b的送出环境16是流体管线110。
系统100还包括风机120，该风机120与风机10a的输送管道11流体连接并且用于限定主流F1的源。
风机120从外部环境108抽吸主流F1。
组104、105限定了由制冷流体穿过的闭合回路120，该制冷流体被设计为描述被称为蒸汽压缩循环的热力学循环。
在极端合成中，组104、105包括：
-被从外部环境108抽取的空气穿过的流体管线117；
-相应的一对蒸发器114、115，该对蒸发器沿着相应的回路106、107插入并且用于从穿过该回路106、107的空气中去除热量并且该空气被设计为分别被重新引入客舱101和驾驶舱102；以及
-限定与流体管线117热耦合的热交换器的公共冷凝器116。
更具体地，制冷流体在蒸发器114、115内蒸发并在冷凝器116内冷凝。
沿着流体管线117流动的空气流使冷凝器116冷却，从而实现冷凝器116内的制冷流体的冷凝以及由制冷流体执行的循环的热力学效率。
适宜地，系统100包括：
-风机10b，其沿着流体管线117插入并且具有被流体管线117穿过的相应开口14；
-风机10c，其沿着回路106插入在客舱101与蒸发器114之间的位置；以及
-风机10d，其沿着回路107插入在驾驶舱102与蒸发器115之间的位置。
换句话说，流体管线117、回路106和回路107限定了相应的风机10b、10c、10d的次流F2的吸入环境15以及相应的风机10b、10c、10d的主流F1和次流F2的送出环境16。
系统100包括分别与相应的风机10b、10c、10d的通道12流体连接的多个风机121、122、123。
风机121、122、123限定了用于相应的风机10b、10c、10d的主流F1的源。
风机121、122、123从外部环境108抽吸主流F1。
参照图6，示意性示出了航空电子舱201(即，安装在直升机1中的电子设备所在的区域)的冷却系统200，其包括风机10e。
特别地，系统200通过空气循环操作，空气循环本身是已知的并且仅参照由该系统200提供动力的可选的空气/水分离器205来描述。
系统200还包括风机203。
风机203和优选地空气/水分离器205与端口41、42流体连接并且限定用于风机10e的主流F1的源。
更详细地，风机10e的次流F2的吸入环境15由直升机1外部的环境202限定，并且风机10的主流F1和次流F2的送出环境16由所述航空电子舱201限定。
航空电子舱201还通过多个开口208(在所示的情况下为两个)与环境202流体连接。
图7示意性示出了锥形管道300，其安装在直升机1中并设置在集中压降部302(例如，热交换器或空气过滤器303)或在使用来自发动机的热空气不适宜的情况下用于向舱室101和102供应热空气的空气电加热器的下游。
风机10f沿着管道300安装成使得开口14与该管道300同轴。
主流源F1是没有被示出但与风机120、121、122、123完全相似的附加风机和/或与分离器205完全相似且没有被示出的空气/水分离器。
特别地，风机10f可以与管道300安装在一起，而不是系统100或系统200内的风机10a、10b、10c、10d、10e。
次流F2在热交换器302与风机10f之间的插入位置被管道300吸入，并且主流F1和次流F2都被送到由所述管道300在风机10的与热交换器302相反的一侧限定的送出环境16。
换言之，管道300限定了风机10f的吸入环境15和送出环境16。
图8示意性示出了直升机1的一对航空电子舱400、401。
特别地，航空电子舱400、401通过各自的开口402、403与外部环境404流体连接。
直升机1还包括：
-第一风机10g，其用于冷却航空电子舱400；以及
-一对风机405，其与输送管道11的通道12流体连接并且被设计为限定用于风机10g的主流F1的各个源。
次流F2风机10g的吸入环境14由外部环境404限定。风机10g的主流F1和次流F2的供应环境15由航空电子舱400限定。
直升机1还包括：
-风机10h，其用于冷却航空电子舱401；
-风机410，其与风机10g的输送管道11的通道12流体连接并且被设计为限定用于风机10h的第一主流F1的源；
-发动机系统411，特别是涡轮气体系统；以及
-流体管线412，其与发动机系统411和风机10h的通道12流体连接，并且用于将主流F1输送到风机10h的输送管道11的通道12内。
风机10h的次流F2的吸入环境14由外部环境404限定。风机10h的主流F1和次流F2的供应环境15由航空电子舱401限定。
发动机系统411限定风机10h的加压空气源。
在所示的情况下，流体管线412与发动机系统411的压缩机413流体连接，并且用于将从压缩机413引出的空气流朝向风机10h的输送管道11的通道12输送。
重要的是要指出，风机10f可以与管道300安装在一起，而不是用于冷却航空电子舱400、401的风机10g、10h。
在直升机1的运行期间，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的外部且不同的(多个)压缩空气源将主流F1通过端口41、42供应到通道12中。
设置在相应的端口41、42内的止回阀43、44防止主流F1不希望地朝向一个或多个源返回。
在所述源使高压流可获得的情况下，隔膜45产生局部压降，该局部压降使输送管道11的通道12内的压力返回到用于操作风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的最佳值。
主流F1流入通道12，与由管道10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h限定的翼部轮廓相互作用并穿过壁37的开口39。开口39在口部19的上游尽可能地减小由于主空气流在通道12内的运动引起的主空气流的湍流水平，从而降低风机10a、10b、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的整体噪音和振动。
下面，主流F1的第一等分部分穿过口部19处的狭窄区段并从口部19出到通道12外部。
(多个)源继续将压缩空气的主流F1供应到通道12内。
主流F1的第一等分部分倾向于附着于表面20上。因此，由于附壁效应，在表面20处产生减压，因此产生了主流F1的空气流流速的放大。
主流F1的该第一等分部分通过开口14，特别是从开口14边缘周围的区域带走次流F2。
另外，输送到通道12中的主流F1的第二等分部分沿着管道40流动并到达输送管道30的通道32。
主流F1的该第二等分部分流入通道32，与由输送管道30限定的翼部轮廓相互作用，穿过壁37的开口39，并从口部35朝向相应的附壁表面36引导。
在附壁表面36处产生的减压通过开口14产生主流F1的附加放大的主等分部分和次流速度F2的进一步放大。
喷嘴38可以在平行于轴线A的方向上直接喷射流入通道32的主流F1的定量的剩余等分部分。
特别地，剩余等分部分通过管道80流向喷嘴38。
参照图5，风机10a沿着流体管线110并朝向组104、105供应主空气流F1和次空气流F2。
风机120限定主流源F1并将压缩空气流供应到风机10a的输送管道11的通道12的端口41中。
风机10b沿着流体管线117提供相关的主空气流F1和次空气流F2。
风机10c在介于客舱101与蒸发器114之间的位置沿着回路106提供相关的主空气流F1和次空气流F2。
风机10d在介于驾驶舱102与蒸发器115之间的位置沿着回路107提供相关的主空气流F1和次空气流F2。
风机121、122、123分别限定用于风机10b、10c、10d的输送管道11的端口41、42的相应的主流源F1。
参照图6，风机10e从直升机1外部的环境202抽吸次流F2，并将主流F1和次流F2送到由航空电子舱201限定的环境16中，冷却该航空电子舱201。
换言之，外部环境202限定了风机10g的次流F2的吸入环境15。
风机203和优选地空气/水分离器205将主流F1的相应的等分部分供应到风机10e的输送管道11的相应的端口41、42中。
参照图7，风机10f从管道300的介于热交换器302与该风机10f之间的区域抽吸次流F2。该区域限定了风机10f的吸入环境15。
风机10f还将主流F1和次流F2供应到所限定的环境16，即供应到管道300的设置在风机10的相对于热交换器302的相反侧的区域。
主流源F1—由没有示出且与风机120、121、122、123完全相似的附加风机和/或与分离器205完全相似的没有示出的附加空气/水分离器表示—将主流F1的相应的等分部分供应到所述风机10f的输送管道11的相应的端口41、42。
参照图8，风机10g和风机10h分别用于冷却航空电子舱400、401。
更详细地，参照第一风机10h，风机405限定用于端口41、42的主流源F1，并且风机10g从环境404抽吸次流F2并朝向航空电子舱401送出主流F1和次流F2。
因此，环境404和航空电子舱401限定了风机10g的吸入环境15和送出环境16。
参照第二风机10h，风机410和流体管线412限定用于端口41、42的主流F1的源，并且第二风机10h从环境404抽吸次流F2并朝向航空电子舱402送出主流F1和次流F2。
因此，环境404和航空电子舱402限定了风机10h的吸入环境15和送出环境16。
根据对根据本发明制造的直升机1的检查，它能够获得的优点是显而易见的。
特别地，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h包括另外的环形输送管道30，该另外的环形输送管道30与输送管道11流体连接并在其中限定用于主流F1的另外的等分部分的通道32。
输送管道30还包括：
-一对口部35，其与通道32流体连接，以将主流F1的另外的等分部分从通道12输送到开口14；以及
-一对附壁表面36，在主流F1从通道12输出时，口部35将主流F1的等分部分引导到附壁表面36上。
申请人已经注意到，以这种方式可以升高风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的压头。换句话说，由于另外的输送管道30的存在，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h能够在设置在不同压力值下的吸入环境15和送出环境16之间输送主流F1和次流F2。
这可以在操作配置(例如，出现在直升机1上的操作配置)中有效地应用风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h。在这样的配置中，主流源F1从除送出环境16以外和/或设置在与送出环境16不同的压力下的环境抽吸，这与在现有方案中描述并且在本发明的背景技术部分中识别的内容不同。
喷嘴38可以在平行于轴线A的方向上直接喷射流入通道32的主流F1的定量的剩余等分部分。
输送管道11、30包括多个开口39，该多个开口39设置在相应的通道12、32内并且参照主流F1自身的前进路径，在口部19、35的上游被主流F1穿过。
开口39在口部19的上游尽可能地减小由于主流F1在通道12、32内的运动引起的主流F1的湍流水平，以降低风机10的噪音和整体振动。
设置在相应的端口41、42内的止回阀43、44防止主流F1不希望地朝向一个或多个源返回。
在所述源使高压流可获得的情况下，隔膜45产生局部压降，该局部压降使管道的通道12内的压力返回到用于操作风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h的最佳值。
主流F1的(多个)源不同于风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h。
由于这一点以及它具有比现有方案更大的压头的事实，可以将风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h有效地用于飞行器1中以替代传统的风机和喷射泵。
这降低了与使用传统风机相关的故障风险。由于对飞行器设备1的损坏或通风电子设备的过热，这样的故障可能导致部件的损失并且可能对该飞行器1的飞行安全产生直接影响。
在飞行器1中使用风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h代替常用的喷射泵还降低了噪音水平并提高了热力学效率，从而在乘客舒适度方面具有明显优势，增加了飞行器1的有效载荷并降低了该飞行器1产生的污染水平。
最后，显然，可以在仍处于本发明的保护范围内的同时对风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h以及要求保护的直升机1进行修改和变型。
特别地，风机10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h可包括彼此流体连接并与输送管道11流体连接的多个同轴输送管道30。
直升机1可以是飞行器、推力换向式飞机或旋翼式螺旋桨飞机或任何其他飞行器、海上或铁路运输工具，更一般地可以是任何移动物体。

Claims (16)

1.一种风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)，其包括：
-第一环形输送元件(11)，其能够与主空气流(F1)的源(120、121、122、123、203、205、405、410、412)流体连接，并在其中限定用于所述主空气流(F1)的第一通道(12)；
-第一口部(19)，其在使用中接收来自所述第一通道(12)的所述主空气流(F1)的第一等分部分；
-第一附壁表面(20)，在使用中，所述第一口部(19)将所述主空气流(F1)的所述第一等分部分引导到所述第一附壁表面上；
-第一开口(14)，其与所述第一口部(19)流体连接，并在使用中能够被从所述第一口部(19)出来的所述主空气流(F1)的所述第一等分部分和通过所述主空气流(F1)吸入的次级空气流(F2)穿过；以及
-至少一个第二环形输送元件(30)，其与所述第一输送元件(11)流体连接，并在其中限定用于所述主空气流(F1)的第二等分部分的第二通道(32)；
所述第二输送元件(30)还包括：
-至少一个第二口部(35)，其在使用中接收来自所述第二通道(32)的所述主空气流(F1)的所述第二等分部分，并与所述开口(14)流体连接；以及
-至少一个第二附壁表面(36)，在使用中，所述第二口部(35)将所述主空气流(F1)的所述第二等分部分引导到所述第二附壁表面上；
所述风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)还包括至少一个管道(40)，所述管道(40)与所述第一输送元件(11)和所述第二输送元件(30)流体连接，相对于所述第一输送元件(11)的轴线和所述第二输送元件(30)的轴线径向设置，并且限定具有用于所述主流(F1)的所述第二等分部分的另外的出口(39)的喷嘴(38)；
所述喷嘴(38)与所述第一输送元件(11)和所述第二输送元件(30)同轴并且在所述第二输送元件(30)的径向内侧；
其特征在于，所述第二输送元件(30)包括分别面向所述第一输送元件(11)和所述第一输送元件(11)的轴线的一对所述第二口部(35)和一对所述第二附壁表面(36)；
所述喷嘴(38)使得在使用中能够在平行于所述风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)的轴线(A)的方向上直接喷射流入所述第二通道(32)的所述主流(F1)的定量的剩余等分部分。
2.根据权利要求1所述的风机，其特征在于，所述第二输送元件(30)与所述第一输送元件(11)同轴。
3.根据权利要求1或2所述的风机，其特征在于，所述第二输送元件(30)被所述第一输送元件(11)围绕。
4.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述第一输送管道(11)和所述第二输送元件(30)中的至少一个包括多个第二开口(39)；
所述第二开口(39)在相应的第一口部(19)和第二口部(35)的上游能够分别被所述主流(F1)的所述第一等分部分和所述第二等分部分穿过，并且用于分别降低所述主流(F1)的所述第一等分部分和所述第二等分部分的流体细流的涡度。
5.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述第一口部(19)由彼此相对且以恒定距离延伸的第一壁(17)和第二壁(18)界定；所述第二壁(18)还限定所述第一口部(19)下游的所述第一附壁表面(20)。
6.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述风机包括一对端口(41、42)，所述一对端口与所述第一输送管道(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)的所述第一通道(12)流体连接，并且能够与所述风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)外部的所述空气流的相应的源(120、121、122、123、203、405、410、412)流体连接。
7.根据权利要求6所述的风机，其特征在于，至少一个所述端口(41、42)包括：
-限定局部压降的隔膜(45)；和/或
-一个或多个止回阀(43、44)。
8.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述第一输送管道(11)和所述第二输送管道(30)的至少相应部分限定了在使用中通过所述第一通道(12)和所述第二通道(32)内的流动的空气流搭接的相应的空气动力学轮廓。
9.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述第一环形输送元件(11)和所述第二环形输送元件(11)以及所述喷嘴(38)围绕所述轴线(A)环形地延伸。
10.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述喷嘴(38)是非附壁喷嘴。
11.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述喷嘴(38)相对于通过喷嘴(38)本身的所述主流(F1)的定量剩余等分部分的前进方向会聚。
12.根据前述任一项权利要求所述的风机，其特征在于，所述第二输送元件(38)包括一对另外的径向管道(80)，所述一对另外的径向管道(80)与所述喷嘴(38)流体连接，并且设置在所述喷嘴(38)的相对于所述轴线(A)的相应的相对径向两侧；
所述另外的径向管道(80)与所述第二口部(35)流体连通。
13.一种空中、海上或陆地运输工具(1)，其包括：
-根据前述任一项权利要求所述的风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)；
-加压空气源(120、121、122、123、203、205、405、410、412)，该加压空气源与所述风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)不同并且用于将所述主流(F1)从第一环境(108、202、200、404)输送到所述第一输送管道(11)内部；
-第二环境(15)，所述风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)从所述第二环境抽吸所述次空气流(F2)；以及
-第三环境(16)，在使用中，所述风机将所述主空气流和所述次空气流(F2)送向所述第三环境(16)；
所述第一环境(108、202、200、404)和第三环境(16)彼此不同。
14.根据权利要求13所述的空中、海上或陆地运输工具，其特征在于，所述加压空气源(120、121、122、123、203、405、410、412)与所述风机(10a、10b、10c、10d、10e、10f、10g、10h)不同；
所述源(120、121、122、123、203、205、405、410、412)是：
-附加风机(120、121、122、123、203、405、410)；和/或
-流体管线(412)，该流体管线与所述运输工具(1)的发动机系统(411)流体连接以引出工作流体，并与所述第一输送管道(11)流体连接；和/或
-电子舱(201)的冷却系统(200)的空气/水分离器(205)。
15.根据权利要求13或14所述的空中、海上或陆地运输工具，其特征在于，所述第二抽吸环境(15)由以下限定：
-所述运输工具(1)外部的环境(108、202、404)；和/或
-与乘客舱(102)或客舱(101)的冷却系统(104、105)热耦合的第二流体管线(117)；和/或
-回路(106、107)，其与所述乘客舱(102)或所述客舱(101)流体连接并且用于允许空气连续循环进出所述乘客舱(102)或所述客舱(101)；和/或
-管道(300)，其与所述运输工具(1)的空气过滤器(303)的热交换器(302)流体连接；
所述第三送出环境(16)由以下限定：
-第三流体管线(110)，其与所述乘客舱(102)或所述客舱(101)流体连接并且适于允许空气连续循环进出所述乘客舱(102)或所述客舱(101)；和/或
-来自所述外部环境(108)；和/或
-电子舱(201、400、401)；和/或
-管道(300)，其与所述运输工具(1)的空气过滤器(303)的热交换器(302)流体连接。
16.根据权利要求13至15中任一项所述的空中、海上或陆地运输工具，其特征在于，该空中、海上或陆地运输工具是直升机(1)或推力换向式飞机或旋翼式螺旋桨飞机。
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