Claims (12)
1. Воздухозаборник (2) гондолы авиационного турбореактивного двигателя (1), содержащий устройство борьбы с обледенением, расположен вдоль оси Х и по которому от входа к выходу проходит воздушный поток (F), при этом воздухозаборник (2) расположен в виде кольца вокруг оси Х и содержит внутреннюю стенку (21), обращенную к оси Х, и наружную стенку (22), противоположную к внутренней стенке (21), причем стенки (21, 22) соединены между собой передней кромкой (23) и передней внутренней перегородкой (25), ограничивая кольцевую полость (24), при этом устройство борьбы с обледенением содержит по меньшей мере один источник (9) горячего воздуха в кольцевой полости (24), отличающийся тем, что внутренняя стенка (21) содержит множество линий (3) нагнетания, при этом внутренняя стенка (21) содержит по меньшей мере одну структуру ослабления звука, содержащую множество отверстий (5) ослабления звука, при этом отверстия (5) ослабления звука распределены по внутренней стенке (21) за пределами линий (3) нагнетания, причем каждая линия (3) нагнетания содержит множество сквозных отверстий (4), выполненных с возможностью нагнетания элементарных потоков (Fe), поступающих от источника (9) горячего воздуха, чтобы удалять наледь с указанной внутренней стенки (21), при этом линии (3) нагнетания проходят параллельно между собой в плоскости (Р) цилиндрической проекции, определенной относительно оси Х турбореактивного двигателя и относительно оси Y, определяющей угловое положение по отношению к оси Х, при этом каждая линия (3) нагнетания имеет глубину Р3 вдоль оси Х и длину L3 вдоль оси Y в плоскости (Р) цилиндрической проекции, при этом две смежные линии (3) нагнетания отстоят друг от друга на расстояние D3 вдоль оси Y, а соотношение расстояний L3/D3 составляет от 1 до 2.1. The air intake (2) of the nacelle of the aircraft turbojet engine (1), containing the de-icing device, is located along the X axis and through which the air flow (F) passes from the inlet to the outlet, while the air intake (2) is located in the form of a ring around the axis X and contains an inner wall (21) facing the X axis, and an outer wall (22) opposite to the inner wall (21), and the walls (21, 22) are interconnected by the front edge (23) and the front inner partition (25 ), limiting the annular cavity (24), while the de-icing device contains at least one source (9) of hot air in the annular cavity (24), characterized in that the inner wall (21) contains a plurality of injection lines (3), wherein the inner wall (21) contains at least one sound attenuation structure containing a plurality of sound attenuation holes (5), while the sound attenuation holes (5) are distributed along the inner wall (21) outside the pressure lines (3) non-supplying, and each injection line (3) contains a plurality of through holes (4) made with the possibility of injecting elemental flows (Fe) coming from the hot air source (9) in order to remove frost from the specified inner wall (21), while the lines (3) injections run parallel to each other in the plane (P) of a cylindrical projection defined relative to the X-axis of the turbojet engine and relative to the Y-axis defining the angular position with respect to the X-axis, with each injection line (3) having a depth P3 along the X-axis and the length L3 along the Y axis in the plane (P) of the cylindrical projection, while two adjacent injection lines (3) are separated from each other by a distance D3 along the Y axis, and the ratio of the distances L3/D3 is from 1 to 2.
2. Воздухозаборник по п. 1, в котором каждая линия (3) нагнетания отклонена на угол наклона (θ) относительно оси Х в плоскости (Р) цилиндрической проекции, при этом угол наклона (θ) составляет от 20° от 70°.2. The air intake according to claim 1, in which each injection line (3) is deflected by an angle of inclination (θ) relative to the X axis in the plane (P) of a cylindrical projection, while the angle of inclination (θ) is from 20° to 70°.
3. Воздухозаборник по п. 1 или 2, в котором внутренняя стенка (21) содержит по меньшей мере одну зону ZP перекрывания линий (3) нагнетания, при этом зона ZP перекрывания содержит по меньшей мере одну верхнюю по потоку линию (3А) нагнетания и одну нижнюю по потоку линию (3В) нагнетания.3. The air intake according to claim 1 or 2, in which the inner wall (21) contains at least one zone ZP of overlapping lines (3) of the discharge, while the zone ZP of the overlap contains at least one upstream line (3A) of the injection and one downstream injection line (3B).
4. Воздухозаборник по п. 3, в котором нижняя по потоку линия (3В) нагнетания не содержит сквозных отверстий (4) в зоне ZP перекрывания.4. An air intake according to claim 3, wherein the downstream discharge line (3B) does not contain through holes (4) in the overlap zone ZP.
5. Воздухозаборник по п. 3 или 4, в котором сквозные отверстия (4) чередуются в направлении Y между верхней по потоку линией (3А) нагнетания и нижней по потоку линией (3В) нагнетания.5. An air intake according to claim 3 or 4, in which the through holes (4) alternate in the Y direction between the upstream discharge line (3A) and the downstream discharge line (3B).
6. Воздухозаборник по одному из пп. 1-5, в котором плотность сквозных отверстий (4) является постоянной в направлении Y.6. The air intake according to one of paragraphs. 1-5, in which the density of the through holes (4) is constant in the Y direction.
7. Воздухозаборник по одному из пп. 1-6, в котором ячеистая структура (50) образует акустические ячейки, каждая из которых содержит по меньшей мере одно отверстие (5) ослабления звука, и каналы (51) циркуляции, образующие линии (3) нагнетания, содержащие сквозные отверстия (4) нагнетания.7. The air intake according to one of paragraphs. 1-6, in which the cellular structure (50) forms acoustic cells, each of which contains at least one sound attenuation hole (5), and circulation channels (51) forming injection lines (3) containing through holes (4) injection.
8. Воздухозаборник по одному из пп. 1-7, в котором каждое сквозное отверстие (4) имеет сечение, превышающее 3 мм2.8. The air intake according to one of paragraphs. 1-7, in which each through hole (4) has a cross section exceeding 3 mm 2 .
9. Воздухозаборник по одному из пп. 1-8, в котором каждое отверстие (5) ослабления звука имеет диаметр, меньший 0,5 мм.9. The air intake according to one of paragraphs. 1-8, in which each sound attenuation hole (5) has a diameter less than 0.5 mm.
10. Воздухозаборник по одному из пп. 1-9, в котором сквозные отверстия (4) распределены неравномерно вдоль оси Х и вдоль оси Y в плоскости (Р) цилиндрической проекции.10. The air intake according to one of paragraphs. 1-9, in which the through holes (4) are unevenly distributed along the X-axis and along the Y-axis in the plane (P) of the cylindrical projection.
11. Воздухозаборник по одному из пп. 1-10, в котором каждая линия (3) нагнетания содержит по меньшей мере пять сквозных отверстий (4), предпочтительно по меньшей мере десять сквозных отверстий (4), еще предпочтительнее по меньшей мере пятнадцать сквозных отверстий (4).11. The air intake according to one of paragraphs. 1-10, in which each injection line (3) comprises at least five through holes (4), preferably at least ten through holes (4), more preferably at least fifteen through holes (4).
12. Способ борьбы с обледенением воздухозаборника (2) гондолы авиационного турбореактивного двигателя (1) по одному из пп. 1-11, расположенного вдоль оси Х, по которому от входа к выходу проходит воздушный поток (F), при этом воздухозаборник (2) расположен в виде кольца вокруг оси Х и содержит внутреннюю стенку (21), обращенную к оси Х, и наружную стенку (22), противоположную к внутренней стенке (21), при этом способ содержит этап нагнетания множества элементарных потоков (Fe), поступающих от источника (9) горячего воздуха, через сквозные отверстия (4) линий (3) нагнетания, чтобы оттаивать внутреннюю стенку (21).12. The way to deal with icing air intake (2) nacelle aircraft turbojet engine (1) according to one of paragraphs. 1-11, located along the X axis, through which an air flow (F) passes from the inlet to the outlet, while the air intake (2) is located in the form of a ring around the X axis and contains an inner wall (21) facing the X axis, and an outer wall (22) opposite to the inner wall (21), wherein the method comprises the step of forcing a plurality of elemental flows (Fe) coming from the hot air source (9) through the through holes (4) of the injection lines (3) to thaw the internal wall (21).