CN113508076A - 用于飞行器涡轮喷射引擎短舱进气管的除冰装置 - Google Patents

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CN113508076A CN202080015843.2A CN202080015843A CN113508076A CN 113508076 A CN113508076 A CN 113508076A CN 202080015843 A CN202080015843 A CN 202080015843A CN 113508076 A CN113508076 A CN 113508076A
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Abstract

本发明公开了一种用于飞行器涡轮喷射引擎的短舱的进气管(2)的除冰装置，喷射引擎短舱沿轴线X延伸，气流在短舱中从上游向下游流动，进气管(2)包括绕轴线X周向延伸的内腔，内腔包括朝向轴线X的内壁(21)以及与所述内壁(21)相对的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘连接，除冰装置包括至少一个用于将热气流(FAC)喷射到内腔(20)的喷射器(3)，喷射器(3)包括沿喷嘴轴(X2)延伸的喷嘴(30)，喷嘴(30)被配置为沿喷嘴轴(X2)喷射不对称的热气流(FAC)。

Description

用于飞行器涡轮喷射引擎短舱进气管的除冰装置
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地，涉及一种用于飞行器涡轮喷射引擎短舱进气管的除冰装置。
背景技术
已知地，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以允许通过对从涡轮喷射引擎中的从上游向下游流动的气流进行加速而推进该飞行器。
参考图1，其示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并且包括风扇101，该风扇安装在包括外壳102的短舱中并绕轴线X旋转，以便对从上游向下游流动的气流F加速。在下文中，术语“上游”和“下游”是以气流F的流动方向定义的。涡轮喷射引擎100在其上游端包括进气管200，该进气管200包括绕轴线X周向延伸的内腔204，该内腔204包括朝向轴线X的内壁201和与内壁201相对的外壁202，内壁201和外壁202通过也被称为“进气管缘”的前缘203连接。因此，进气管200允许将进入的气流F分离成由内壁201引导的内部气流FINT和由外壁202引导的外部气流FEXT。在下文中，术语“内部”和“外部”是以涡轮喷射引擎100的轴线X的径向方向定义的。
已知地，在飞行器飞行期间，由于温度和压力条件，冰可能在进气管200的前缘203和内壁201上积聚，并形成可能被涡轮喷射引擎100吸入的冰块。为了提高涡轮喷射引擎100的寿命并减少故障，需避免此类吸入。
为了消除冰块积聚，参照图1，已知通过在内腔204中注入流通的热气流FAC，以便通过热交换的方式来对内壁201进行加热，使得冰块在累积的过程中融化，从而避免了冰块积聚。
热气流FAC是通过喷射器300注入至内腔204的，该喷射器通常为具有圆柱形横截面的管，其朝向与如图2所示的涡轮喷射引擎的轴线相切。热气流FAC在内腔204中周向循环，以加热内壁201。
实际应用中，由于热气流FAC也会加热外壁202，即意味着热量损失，因此这种加热方式的能量效率较低。事实上，参考图3，当热气流FAC被喷射时，热气流直接与外壁202接触，热气流FAC被注入内腔204时，该外壁会吸收热气流FAC中的大部分热量。因此，为了能够实现内壁201的最优加热，需要向内腔204喷射过热的热气流FAC。为了消除这一缺点，一种直接的解决方案是改变喷射器300在内腔204中的朝向以便对准内壁201。然而，这种直接的解决方案无法实现对外壁202的周向均匀加热。在最优情况下，该解决方案导致热气流FAC与外壁202的接触区域移位，因此问题依然存在。
本发明的目的之一是能够以更高的能量效率加热涡轮喷射引擎短舱进气管200的内壁201。
顺便提及，专利申请CA2689195中提供了一种扭转的热气流喷射器。专利申请FR2813581中公开了一种用于以同心方式喷射扭转热气流和轴向热气流的喷射器，以形成沿喷射器管口的轴对称的热气流，从而无差别地加热内腔的壁。
发明内容
本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管的除冰装置，该飞行器涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，进气管包括绕轴线X周向延伸的内腔，该内腔具有朝向轴线X的内壁和与该内壁相对的外壁，内壁和外壁通过前缘连接，该除冰装置包括至少一个将热气流喷射到内腔中的喷射器，该喷射器包括一沿喷嘴轴延伸的喷嘴。
本发明的显著之处在于，该喷嘴被配置为沿喷嘴轴喷射非对称的热气流，从而在加热内壁时在外壁附近产生湍流。换言之，热气流绕喷嘴轴的旋转为非对称的。这有利地使得可以差异化地加热内腔的内壁和外壁，以实现与内壁热交换的最大化，同时实现与外壁热交换最小化。因此，内壁加热最优化。
优选地，该喷嘴包括至少一个用于引导第一基本流的第一通道和至少一个用于引导第二基本流的第二通道，以形成热气流。这些通道是重叠的，即彼此不同心。凭借本发明，喷嘴能够形成专用于外壁的第一基本流和专用于内壁的第二基本流，从而能够实现差异化加热。有利地，在第一基本流FE1、第二基本流FE2混合区域中，压差通过附壁效应实现热气流FAC的偏转。
优选地，第一通道包括至少一个气流偏转件。优选地，该气流偏转件被配置为扭转第一基本流。根据优选方面，该气流偏转件呈螺旋状。因此，被扭转的第一基本流能够产生湍流，使得一方面能够减少与内腔外壁进行的热交换，另一方面实现第一基本流的扭转，以促进环形内腔中的周向流通。
优选地，第二通道没有气流偏转件，以便提供基本沿轴向流动的第二基本流。
根据优选方面，该喷嘴包括分隔件，以使喷嘴的第一通道与第二通道分开。换言之，该喷嘴包含两个通道。优选地，该分隔件为基本平直的隔壁，优选地平行于喷嘴轴。因此，这些基本流可以在喷嘴中被独立引导，从而实现两种不同的引导方式。根据优选方面，该喷嘴仅包括两个通道。
优选地，第一通道从上游向下游呈渐缩状，以使第一基本流加速。优选地，第二通道从上游向下游呈渐缩状，以使第二基本流加速。
本发明还涉及一种用于飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，飞行器涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管包括绕轴线X周向延伸的内腔，该内腔包括朝向轴线X的内壁以及与该内壁相对的外壁，这些壁通过前缘连接，该进气管包括如上文所阐述的除冰装置，其中第一基本流被配置为朝内腔的外壁侧喷射。优选地，第二基本流被配置为朝该内腔的内壁侧喷射。
优选地，第一基本流在径向上位于第二基本流的外部。
本发明还涉及一种使用如上文所述的除冰装置对飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管除冰的方法，该飞行器涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管包括绕轴线X周向延伸的内腔，该内腔包括朝向轴线X的内壁以及与内壁相对的外壁，这些壁通过前缘连接，所述方法包括以下步骤：沿着喷嘴轴喷射不对称的热气流，以在加热内壁的同时在外壁附近产生湍流。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是现有技术的短舱的进气管的示意图；
图2是现有技术的流经进气管的热气流的理论流通的横截面示意图；
图3是现有技术的流经进气管的热气流的实际流通的横截面示意图；
图4是本发明的短舱的进气管的示意图；
图5是本发明一个实施例的流经进气管的热气流的流通示意图；
图6是本发明的除冰装置的喷射器的喷嘴的示意图；
图7是本发明的除冰装置的喷射器的喷嘴的剖视图；
图8是本发明隔壁和气流偏转件的透视图；以及
图9是本发明隔壁和气流偏转件的侧视图。
应理解，附图的详细描述用于实施本发明，如有需要，所述附图能够用于更好地限定本发明。
具体实施方式
参考图4，其示出了涡轮喷射引擎1，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并包括安装在短舱中的风扇10，该短舱包括外壳12，风扇10绕轴线X旋转以对从上游向下游流动的气流F进行加速。在下文中，术语“上游”和“下游”是以气流F的流动方向定义的。涡轮喷射引擎1在其上游端包括进气管2，该进气管包括绕轴线X周向延伸的内腔20，该内腔包括朝向轴线X的内壁21以及与内壁21相对的外壁22。内壁21和外壁2也被称为“进气管缘”的前缘23连接。因此，进气管2允许将进入的空气流F分离成由内壁21引导的内部气流FINT和由外壁22引导的外部气流FEXT。在下文中，术语“内部”和“外部”是以涡轮喷射引擎1的轴线X的径向方向定义的。
涡轮喷射引擎1包括用于消除冰累积的除冰装置。已知地，该除冰装置包括用于将热气流FAC注入到内腔20中的喷射器3。这种热气流FAC的流通使得可以通过热交换的方式将内壁21加热，使得冰块在累积的过程中融化，从而避免了冰块积聚。
参考图5，喷射器3包括沿喷嘴轴线X2延伸的喷嘴30，以将热气流沿周向喷射到进气管2的内腔20中。优选地，喷嘴轴线X2与涡轮喷射引擎的轴线X相切。本发明中，喷嘴30被配置为沿喷嘴轴线X2喷射不对称的热气流FAC。换言之，热气流FAC绕喷嘴轴线X2的旋转为非对称的。
在本实施例中，参考图6和7，喷嘴30包括用于引导第一基本流FE1的第一通道31和用于引导第二基本流FE2的第二通道32，以形成热气流FAC。换言之，热气流FAC包括第一基本流FE1和第二基本流FE2。优选地，喷嘴30仅包括两个通道，即第一通道31和第二通道32以实现最优除冰，但不言而喻，通道的数量可以更多。第一基本流FE1和第二基本流FE2是不同的。在本实施例中，第一基本流FE1绕喷嘴轴线X2扭转，第二基本流FE2平行于喷嘴轴线X2流动，以沿喷嘴轴线X2共同形成不对称的整体流。
在本实施例中，沿喷嘴轴线X2，第一通道31的横截面积大于第二通道32的横截面积。正如后文将阐述的，这使得可以最优方式扭转第一基本流FE1。
第一通道31从上游向下游呈渐缩状，以使第一基本流FE1加速。换言之，第一通道31的横截面积从上游向下游收窄，其入口处横截面积大于其出口处横截面积。
根据本发明的一方面，第二通道32从上游向下游呈渐缩状，以使第二基本流FE2加速。换言之，第二通道32的横截面积从上游到下游变窄，其入口处横截面积大于其出口处横截面积。
第一通道31、第二通道32的收窄比，即它们的入口横截面积与其出口横截面积之比，是相等的或不同的。
如图6和图7所示，喷嘴30包括分隔件4和气流偏转件5。优选地，分隔件4为基本平直的隔壁，以便将喷嘴30分隔成第一通道31和第二通道32。当然，分隔件4可以是不同形状的，具体为凹形或凸形。
优选地，分隔件4平行于喷嘴轴线X2延伸，以在第一通道31和第二通道32中实现差异化引导。在本实施例中，第一通道31包括一个气流偏转件5。但不言而喻，它可以包括若干个串联或并联的气流偏转件。优选地，隔壁4的长度与气流偏转件5的长度适配。
在本实施例中，气流偏转件5被配置为扭转第一基本流FE1。为此目的，如图8和9所示，气流偏转件5呈螺旋状以形成三次气流扭转。优选地，扭转次数介于2至5次之间，以便以最优方式扭转第一基本流FE1。优选地，第一通道31设有朝其出口呈渐缩状的横截面，以扭转和加速第一基本流FE1，从而增加内腔20中的湍流并避免对外壁22的正面冲击。此外，由于第一基本流FE1以扭转方式被喷射，因此该气流偏转件5能够实现以自然方式促进进气管2中气流的周向流通。与仅通过内腔20的外壁22进行周向引导从而导致热量损耗的现有技术不同，本发明能够通过热气流FAC的扭转而实现周向引导，从而减少热量损耗。第二通道32没有气流偏转件，使得第一基本流FE1、第二基本流FE2以不同的角度(轴向轨迹/螺旋轨迹)和不同的速度喷射。
第一基本流FE1和第二基本流FE2以重叠的方式喷射。在第一基本流FE1和第二基本流FE2的混合区域中，压差通过附壁效应实现热气流FAC的偏转。第一基本流FE1和第二基本流FE2的位置、角度、流量比和相对速度被确定为能够实现最优偏转，即符合内腔20的环形形状的偏转。优选地，为了控制偏转，喷射器3包括用于调节热损耗的静态或动态装置。
参考图5，第一基本流FE1被配置为朝内腔20的外壁22的一侧喷射，第二基本流FE2被配置为朝内腔20的内壁21的一侧喷射。换言之，第一通道31在径向上位于第二通道32的外侧。正如将在本发明的示例性实施例中阐述的，这种除冰装置使得可以在减小热损耗的同时优化内腔20的内壁21的加热。
可选地，第二通道32在径向上位于外部而第一通道31在径向上位于内部，具体取决于第一通道31和第二通道32的供应压力。
该方法包括通过喷射器3沿喷嘴轴线X2将不对称的整体热气流FAC喷射到内腔20中的步骤。在本实施例中，位于径向外部的第一通道31喷射第一基本流FE1，该第一基本流FE1被扭转从而对整个热气流FAC进行扭转，进而减少与外壁22的接触。此外，第一基本流FE1在外壁22附近产生湍流，从而减小外壁22附近的流通速度，由此控制捕获的热量。换言之，外壁22与热气流FAC的第一基本流FE1之间的热交换显著减少。
相对地，位于径向内部的第二通道32喷射轴向第二基本流FE2。这使得可以将大量热量带到内壁21以对内壁21进行加热并保持内壁21干燥。有利地，第一基本流FE1使得能够引导第二基本流FE2进行周向流动而不从其中带走热量，这是有利的。热气流FAC的不对称性有利地使内壁21和外壁22能够被差异化地加热。借助本发明，通过改进喷射器3的喷嘴30，从而以实用的方式提高了进气管2的除冰效果。在实际中获得的效率超过75％，这高于效率不超过70％的市售除冰装置。
喷射之后，热气流FAC在内腔20中流动了大约为喷射器3的喷嘴30总直径15倍的长度距离之后，内腔20中的整个空气量被置换以通过对流对进气管缘进行加热。有利地，由于初始的不对称性，气量的横向温度是均匀的，从而能够实现最优热交换。

Claims (10)

1.一种用于飞行器涡轮喷射引擎(1)的短舱的进气管(2)的除冰装置，飞行器涡轮喷射引擎沿轴线(X)延伸，气流(F)在短舱中从上游向下游流动，所述进气管(2)包括绕轴线(X)周向延伸的内腔(20)，所述内腔包括朝向轴线(X)的内壁(21)以及与所述内壁(21)相对的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)连接，所述除冰装置包括至少一个用于将热气流(FAC)注入到内腔(20)的喷射器(3)，所述喷射器(3)包括沿喷嘴轴(X2)延伸的喷嘴(30)，其特征在于，所述喷嘴(30)被配置为沿喷嘴轴(X2)喷射不对称的热气流(FAC)，以在加热所述内壁(21)的同时在所述外壁(22)附近产生湍流。
2.如权利要求1所述的除冰装置，其特征在于，所述喷嘴(30)包括至少一个被配置为引导第一基本流(FE1)的第一通道(31)和至少一个被配置为引导第二基本流(FE2)的第二通道(32)，以形成热气流(FAC)。
3.如权利要求2所述的除冰装置，其特征在于，所述第一通道(31)包括至少一个气流偏转件(5)。
4.如权利要求3所述的除冰装置，其特征在于，所述气流偏转件(5)被配置为扭转所述第一基本流(FE1)。
5.如权利要求3或4所述的除冰装置，其特征在于，所述气流偏转件(5)呈螺旋状。
6.如权利要求2至5中任一项所述的除冰装置，其特征在于，所述喷嘴(30)包括分隔件(4)，以将所述喷嘴(30)分隔为所述第一通道(31)和所述第二通道(32)。
7.如权利要求2至6中任一项所述的除冰装置，其特征在于，所述第一通道(31)从上游向下游渐缩。
8.一种飞行器涡轮喷射引擎(1)的短舱的进气管(2)，飞行器涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，气流(F)在所述短舱中从上游向下游流动，所述进气管(2)包括绕轴线X周向延伸的内腔(20)，所述内腔包括朝向轴线X的内壁(21)以及与所述内壁(21)相对的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)连接，其特征在于，所述进气管(2)包括如权利要求2至7中任一项所述的除冰装置，其中，所述第一基本流(FE1)被配置为朝所述内腔(20)的外壁(22)一侧喷射。
9.如权利要求8所述的进气管(2)，其特征在于，所述第二基本流(FE2)被配置为朝所述内腔(20)的所述内壁(21)一侧喷射。
10.一种使用如权利要求1至7其中之一所述的除冰装置对飞行器涡轮喷射引擎(1)的短舱的进气管(2)除冰的方法，所述飞行器涡轮喷射引擎沿轴线(X)延伸，气流(F)在所述短舱中从上游向下游流动，所述进气管(2)包括绕轴线(X)周向延伸的内腔(20)，所述内腔包括朝向轴线X的内壁(21)以及与所述内壁(21)相对的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)连接，其特征在于，所述方法包括以下步骤：沿喷嘴轴(X2)喷射不对称的热气流(FAC)，以在加热所述内壁(21)的同时在所述外壁(22)附近产生湍流。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3136225B1 (fr) * 2022-06-03 2024-09-06 Safran Nacelles Dispositif de dégivrage pour une entrée d'air d'une nacelle de turboréacteur d'aéronef et procédé associé

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2771451B1 (fr) * 1997-11-21 2000-04-14 Aerospatiale Dispositif de protection pour capot d'entree d'air de moteur a reaction, pourvu d'un systeme de degivrage
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
US8061657B2 (en) 2008-12-31 2011-11-22 General Electric Company Method and apparatus for aircraft anti-icing
US10138811B2 (en) * 2014-03-13 2018-11-27 The Boeing Company Enhanced temperature control anti-ice nozzle
US10167085B2 (en) * 2016-01-27 2019-01-01 General Electric Company Nozzle and vane system for nacelle anti-icing
US10458275B2 (en) * 2017-01-06 2019-10-29 Rohr, Inc. Nacelle inner lip skin with heat transfer augmentation features

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