用于飛機(jī)的防冰系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種防冰系統(tǒng)(303)可設(shè)置在具有其外表面(301)可經(jīng)受冰形成的外壁(210)的腔室(212)內(nèi)。所述防冰系統(tǒng)包括被布置來(lái)將熱氣體注入在所述腔室(212)內(nèi)的噴嘴(213)。氣體混合裝置(214)限定用于接收來(lái)自所述噴嘴(213)的熱氣體的通道(305)。所述氣體混合裝置(214)包括引起渦旋特征部，所述引起渦旋特征部用于在來(lái)自所述噴嘴(213)的熱氣體注入到所述通道(305)中時(shí)通過(guò)渦旋效應(yīng)致使來(lái)自所述腔室(212)的氣體被吸入到所述通道(305)中。
【專利說(shuō)明】用于飛機(jī)的防冰系統(tǒng)
[0001]相關(guān)申請(qǐng)的交叉引用
[0002]本申請(qǐng)要求2013年10月25日提交的美國(guó)專利申請(qǐng)?zhí)?1/895,450的優(yōu)先權(quán)，所述專利的公開(kāi)內(nèi)容以引用的方式整體并入本文。
發(fā)明領(lǐng)域
[0003]本發(fā)明的一個(gè)方面涉及防冰系統(tǒng)。防冰系統(tǒng)可應(yīng)用在例如飛機(jī)中，具體地用于阻止在發(fā)動(dòng)機(jī)艙的進(jìn)氣口唇口(inlet lip skin)上形成冰。本發(fā)明的其他方面涉及飛機(jī)和防飛機(jī)結(jié)冰的方法。
[0004]發(fā)明背景
[0005]飛機(jī)零件、具體地是面向前方的表面可能經(jīng)受冰形成。例如，冰可在飛行期間形成在發(fā)動(dòng)機(jī)艙的進(jìn)氣口唇口上。已經(jīng)形成在飛機(jī)零件上的冰可能改變飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性并且增加飛機(jī)重量。這可能導(dǎo)致燃料消耗量增加或者需要對(duì)飛機(jī)進(jìn)行不同的控制，或者兩者皆有。最嚴(yán)重地，冰形成可能導(dǎo)致失去對(duì)飛機(jī)的控制。此外，已經(jīng)形成的一塊冰可能破裂并且損壞飛機(jī)零件。這種損壞可隨后導(dǎo)致前述結(jié)果中的一種。
[0006]飛機(jī)有利地設(shè)置有防冰系統(tǒng)，以便阻止在一個(gè)或多個(gè)飛機(jī)零件上形成冰。通常，防冰系統(tǒng)加熱可能經(jīng)受冰形成的飛機(jī)零件以便阻止冰形成。為此目的，防冰系統(tǒng)可使用可從渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)排出的熱壓縮空氣。氣體流動(dòng)路徑朝向需要被加熱的飛機(jī)零件輸送此熱壓縮空氣以便阻止冰形成。
[0007]防冰系統(tǒng)可包括沿需要防冰的飛機(jī)零件的內(nèi)表面布置的所謂的短笛導(dǎo)管。已排出的壓縮熱空氣應(yīng)用到短笛導(dǎo)管。短笛導(dǎo)管包括多個(gè)相對(duì)小的出口，所述出口將壓縮熱空氣噴射到內(nèi)表面，這導(dǎo)致加熱需要防冰的飛機(jī)零件。然而，短笛導(dǎo)管給飛機(jī)增加了重量，這導(dǎo)致燃料消耗量增加。
[0008]專利公布US 4,688,745描述一種用于在噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的前緣處的環(huán)形外殼的防冰系統(tǒng)。熱氣體(諸如來(lái)自噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的熱高壓區(qū)段的空氣)被引導(dǎo)通過(guò)導(dǎo)管，所述導(dǎo)管通過(guò)隔板進(jìn)入環(huán)形外殼。導(dǎo)管隨后轉(zhuǎn)向大約90°到與前緣環(huán)帶相切的方向。離開(kāi)導(dǎo)管的熱氣體夾帶環(huán)形外殼中的較冷空氣，導(dǎo)致較大的空氣團(tuán)在環(huán)形外殼周圍循環(huán)地渦旋。
[0009]發(fā)明概述
[0010]存在對(duì)允許改善的防冰效率的解決方案的需要。
[0011]根據(jù)本發(fā)明的一方面，提供一種用于在具有其外表面可能經(jīng)受冰形成的外壁的腔室內(nèi)使用的防冰系統(tǒng)，所述防冰系統(tǒng)包括:
[0012]-噴嘴，其被布置來(lái)將熱氣體注入在腔室內(nèi)；以及
[0013]-氣體混合裝置，其限定用于接收來(lái)自噴嘴的熱氣體的通道，所述氣體混合裝置包括引起渦旋特征部，所述引起渦旋特征部用于在來(lái)自噴嘴的熱氣體注入到通道中時(shí)通過(guò)渦旋效應(yīng)致使來(lái)自腔室的氣體被吸入到通道中。
[0014]在這種防冰系統(tǒng)中，渦旋效應(yīng)有助于將噴嘴注入的熱氣體與來(lái)自腔室的被吸入到氣流通道中的氣體均勻混合。這繼而有助于在腔室中形成具有更均勻溫度分布的移動(dòng)的空氣團(tuán)。因此，可更均勻地加熱需要防冰的外壁。然后，較少量的熱空氣可足以實(shí)現(xiàn)期望的防冰效果。因此可改善防冰效率。在其中熱氣體從發(fā)動(dòng)機(jī)排出的飛機(jī)中，這可改善燃料效率。
[0015]此外，可減少冰形成，而基本上不增加重量。根據(jù)本發(fā)明的防冰系統(tǒng)可以是相對(duì)輕質(zhì)的，具體地與包括給飛機(jī)增加了重量的短笛導(dǎo)管的防冰系統(tǒng)相比較。
[0016]引起渦旋特征部可包括氣體混合裝置的成型入口。成型入口可包括三角形凹陷。三角形凹陷可均勻分布在成型入口周圍。
[0017]引起渦旋特征部可包括位于通道內(nèi)的至少一個(gè)翅片。至少一個(gè)翅片可包括彎曲的形狀。
[0018]氣體混合裝置可包括用于將氣體混合裝置安裝在噴嘴上的安裝套筒。
[0019]引起渦旋特征部可包括定位在安裝套筒與通道內(nèi)表面之間的多個(gè)翅片。多個(gè)翅片可以以等距方式定位在安裝套筒周圍。
[0020]氣流通道可具有從氣體混合裝置的入口朝向出口延伸的會(huì)聚區(qū)段。
[0021]在朝向出口的方向上，氣流通道的會(huì)聚區(qū)段之后可以是分流區(qū)段。
[0022]入口的直徑可大于出口的直徑。
[0023]本發(fā)明的另一個(gè)方面提供一種包括如上文限定的防冰系統(tǒng)的飛機(jī)。
[0024]飛機(jī)可包括:
[0025]布置，其用于將壓縮熱空氣從渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)排出；以及氣體流動(dòng)路徑，其用于將壓縮熱空氣引導(dǎo)到噴嘴，由此被引導(dǎo)到噴嘴的壓縮熱空氣構(gòu)成熱氣體。
[0026]腔室可以是位于發(fā)動(dòng)機(jī)艙的進(jìn)氣口區(qū)段中的環(huán)形腔室，外壁是發(fā)動(dòng)機(jī)艙的進(jìn)氣口唇口。
[0027]本發(fā)明的又一個(gè)方面提供一種防飛機(jī)零件結(jié)冰的方法，飛機(jī)零件包括具有其外表面可能經(jīng)受冰形成的外壁的腔室，所述方法包括:
[0028]-將來(lái)自噴嘴的熱氣體注入到腔室中；
[0029]-在氣體混合裝置的通道內(nèi)接收來(lái)自噴嘴的熱氣體，所述氣體混合裝置包括引起渦旋特征部，所述引起渦旋特征部用于在來(lái)自噴嘴的熱氣體注入到通道中時(shí)通過(guò)渦旋效應(yīng)致使來(lái)自腔室的氣體被吸入到通道中。
[0030]附圖簡(jiǎn)述
[0031]為圖解的目的，參考附圖來(lái)呈現(xiàn)本發(fā)明的一些實(shí)施方案的詳細(xì)描述。
[0032]圖1為示出如從頂視圖看的飛機(jī)的示意圖。
[0033]圖2為示出飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的截面的示意圖。
[0034]圖3為示出發(fā)動(dòng)機(jī)航的進(jìn)氣口區(qū)段的截面的示意圖，所述進(jìn)氣口區(qū)段設(shè)置有防冰系統(tǒng)。
[0035]圖4-6為示出分別從透視圖、側(cè)視圖和前視圖看的防冰系統(tǒng)中的第一氣體混合裝置的示意圖。
[0036]圖7-9為示出分別從透視圖、側(cè)視圖和前視圖看的替代性第一氣體混合裝置的示意圖。
[0037]圖10-12為示出分別從第一透視圖、第二透視圖和前視圖看的第二氣體混合裝置的示意圖。
[0038]詳述
[0039]■示意性地示出如從頂視圖看的飛機(jī)。飛機(jī)100包括機(jī)身101和兩個(gè)主翼(每一個(gè)主翼在機(jī)身101的一側(cè)上):左翼102和右翼103。左翼102設(shè)置有渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104通過(guò)外掛架105從左翼102懸掛。這同樣適用于右翼103。
[0040]@示意性地示出沿圖1中指示的切割線A-B截取的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104的截面。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104包括機(jī)艙201。風(fēng)扇202和發(fā)動(dòng)機(jī)核心203位于機(jī)艙201中。旁路導(dǎo)管204圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)核心203。發(fā)動(dòng)機(jī)核心203包括壓縮機(jī)組件205和燃燒室206。
[0041 ] 發(fā)動(dòng)機(jī)核心203設(shè)置有具有入口和出口的排出采用布置(bleed off-takearrangement)207。入口位于壓縮機(jī)組件205與燃燒室206之間。排出采用布置207的出口聯(lián)接到氣體流動(dòng)路徑208。氣體流動(dòng)路徑208可包括若干導(dǎo)管、若干可控閥，并且在一些實(shí)施方案中包括冷卻裝置。此冷卻裝置可以是位于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104中的旁路導(dǎo)管204中的熱交換器。
[0042]機(jī)艙201包括進(jìn)氣口區(qū)段209，所述進(jìn)氣口區(qū)段209具有進(jìn)氣口唇口 210和位于進(jìn)氣口唇口 210后面的隔板211。進(jìn)氣口唇口 210構(gòu)成機(jī)艙201的前緣。進(jìn)氣口唇口 210和隔板211限定具有環(huán)形形狀的腔室212。此腔室212在下文中將被稱為前緣腔室212。進(jìn)氣口唇口 210構(gòu)成前緣腔室212的外壁。隔板211構(gòu)成前緣腔室212的內(nèi)壁。術(shù)語(yǔ)“外”和“內(nèi)”涉及渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104，并且更具體地，涉及其機(jī)艙201。
[0043]噴嘴213位于機(jī)艙201的前緣腔室212中。氣體混合裝置214安裝在噴嘴213上。噴嘴213通過(guò)氣體流動(dòng)路徑208聯(lián)接到渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104中的排出采用布置207。為此，氣體流動(dòng)路徑208可包括將噴嘴213聯(lián)接到排出采用布置207的特定分支。
[0044]圖3示意性地示出沿圖2中指示的切割線C-D截取的機(jī)艙201的進(jìn)氣口區(qū)段209的截面。進(jìn)氣口唇口 210具有可能經(jīng)受冰形成的外表面301以及界定前緣腔室212的內(nèi)表面302。機(jī)艙201的進(jìn)氣口區(qū)段209設(shè)置有位于前緣腔室212內(nèi)的防冰系統(tǒng)303，所述前緣腔室212由進(jìn)氣口唇口 210和隔板211限定。
[0045]防冰系統(tǒng)303包括位于前緣腔室212中的噴嘴213以及安裝在噴嘴213上的氣體混合裝置214。噴嘴213具有可基本上平行于進(jìn)氣口唇口 210的注入軸線304。氣體混合裝置214在前緣腔室212內(nèi)限定噴嘴313位于其中的氣流通道305。此氣流通道305具有可與噴嘴213的注入軸線304基本上重合的縱向中心軸線。應(yīng)指出圖3純粹以示意性方式示出氣體混合裝置214，忽視氣體混合裝置214可具有的特定形式。
[0046]在操作中，發(fā)動(dòng)機(jī)核心203在內(nèi)部產(chǎn)生壓縮熱空氣，所述壓縮熱空氣在排出采用布置207的入口處可獲得。此壓縮熱空氣的一部分流動(dòng)到氣體流動(dòng)路徑208中，并且到達(dá)位于前緣腔室212中的噴嘴213。噴嘴213沿進(jìn)氣口唇口 210的內(nèi)表面302注入壓縮熱空氣。這致使一個(gè)空氣團(tuán)在前緣腔室212中至少部分地沿唇口的內(nèi)表面302循環(huán)。此循環(huán)空氣團(tuán)由于注入的壓縮熱空氣具有相對(duì)高的溫度。所述循環(huán)空氣團(tuán)加熱進(jìn)氣口唇口 210，這提供防冰效果。這幫助阻止在機(jī)艙201的進(jìn)氣口唇口 210上形成冰。
[0047]更精確地，噴嘴213朝向氣體混合裝置214的出口將壓縮熱空氣注入在氣體混合裝置214限定的氣流通道305中。氣體混合裝置214具有一定形狀，所述形狀在噴嘴213將壓縮熱空氣注入到氣流通道305中時(shí)在入口(與出口相對(duì))處創(chuàng)建低壓。在入口處的此低壓將來(lái)自前緣腔室212的空氣吸入到氣流通道305中。在氣流通道305中，來(lái)自前緣腔室212的此空氣被致使以渦旋方式進(jìn)入通道305，使得它與噴嘴213注入的壓縮熱空氣混合。此混合提供相對(duì)熱的空氣混合物。氣體混合裝置214在沿進(jìn)氣口唇口 210及其內(nèi)表面302的方向上將此相對(duì)熱的空氣混合物注入到前緣腔室212中。
[0048]更具體地，氣體混合裝置214具有引起渦旋特征部，所述特征部給予來(lái)自前緣腔室212的吸入到氣流通道305中的空氣渦旋效應(yīng)。此渦旋效應(yīng)有助于將噴嘴213注入的壓縮熱空氣與來(lái)自前緣腔室212的吸入到氣流通道305中的空氣均勻混合。因此，發(fā)生在氣流通道305內(nèi)的渦旋效應(yīng)有助于氣體混合裝置214注入到前緣腔室212中的相對(duì)熱的空氣混合物中的均勻溫度分布。因此，渦旋效應(yīng)有助于在前緣腔室212中循環(huán)的空氣團(tuán)中的均勻溫度分布。
[0049]總而言之，氣體混合裝置214有助于對(duì)進(jìn)氣口唇口210的相對(duì)均勻的加熱。這繼而有助于有效防冰。從渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)104排出的相對(duì)少量的壓縮熱空氣可足以實(shí)現(xiàn)期望的防冰效果。這有助于燃料效率。此外，防冰系統(tǒng)303可以是相對(duì)輕質(zhì)的，這進(jìn)一步有助于燃料效率。
[0050]氣體混合裝置214可具有包括在例如I英寸與4英寸之間的直徑以及包括在例如2英寸與8英寸之間的長(zhǎng)度。也就是，氣體混合裝置214可具有包括在例如25毫米與100毫米之間的直徑以及包括在例如50毫米與200毫米之間的長(zhǎng)度。這些尺寸可具體地適用于飛機(jī)應(yīng)用，以及其他可能性。應(yīng)理解給出這些尺寸僅為舉例，并且在不脫離本發(fā)明的情況下其他尺寸是可能的。
[0051]氣體混合裝置214可至少部分地由一種或多種材料形成，例如像，Inconel?類型合金、不銹鋼或鈦;InconeI為特殊金屬公司的商標(biāo)。
[0052]氣體混合裝置214的引起渦旋特征部可采用多種形式，例如像形狀、一個(gè)或多個(gè)翅片、或成型入口或這些的任何組合。在下文中將提供一些實(shí)例。
[0053]圖4-6示意性地示出氣體混合裝置214的第一實(shí)施方案，所述氣體混合裝置214為方便原因在下文中將被稱為第一氣體混合裝置400。圖4示意性地示出第一氣體混合裝置400的透視圖。圖5示意性地示出第一氣體混合裝置400的側(cè)視圖。圖6示意性地示出第一氣體混合裝置400的前視圖。
[0054]第一氣體混合裝置400呈包括主套筒401的套筒狀結(jié)構(gòu)的形式。主套筒401的內(nèi)表面402限定氣流通道。第一氣體混合裝置400還包括用于將第一氣體混合裝置400安裝在噴嘴(諸如在圖2和圖3中示出的噴嘴213)上的安裝套筒403。主套筒401通過(guò)各種固定翅片404固定到安裝套筒403。
[0055]安裝套筒403位于第一氣體混合裝置400的入口 405處。更詳細(xì)地，圖5示意性地指示由第一氣體混合裝置400的入口 405的各種末端限定的入口平面501。如圖5所示，安裝套筒403可基本上位于此入口平面501中，盡管其他位置是可能的。
[0056]第一氣體混合裝置400具有與入口 405相對(duì)的出口 406。氣流通道在入口 405與出口406之間延伸。入口 405的直徑大于出口 406的直徑。第一氣體混合裝置400可通過(guò)安裝套筒403安裝在噴嘴上，使得噴嘴可朝向出口 406將可具有超大氣壓的熱氣體注入到氣流通道中。
[0057]主套筒401成形，使得氣流通道具有從入口405朝向出口406延伸的會(huì)聚區(qū)段502。在朝向出口 406的方向上，會(huì)聚區(qū)段502之后是分流區(qū)段503。分流區(qū)段503可延伸直到出口406。氣流通道因此提供會(huì)聚作用，所述會(huì)聚作用之后跟著分流作用。
[0058]會(huì)聚區(qū)段502提供的會(huì)聚作用在噴嘴將熱氣體注入到氣流通道中時(shí)致使空氣被吸入到氣流通道中，如上文所提及的。由于入口405的直徑大于出口406的直徑，會(huì)聚作用比分流作用更強(qiáng)。
[0059]更具體地，入口 405是成型的:主套筒401在入口 405處包括各種凹陷601。這些凹陷601可如圖4-6所示的為三角形，盡管其他形狀是可能的。此外，凹陷601均勻分布在第一氣體混合裝置400的入口405周圍。凹陷601致使吸入到氣流通道中的空氣具有渦旋效應(yīng)。此渦旋效應(yīng)有助于來(lái)自腔室的氣體與由噴嘴注入到通道中的熱空氣在通道內(nèi)的更均勻混合。此均勻混合幫助實(shí)現(xiàn)相對(duì)高的防冰效率，并且因此實(shí)現(xiàn)燃料經(jīng)濟(jì)性，如在上文解釋的。
[0060]圖7-9示意性地示出氣體混合裝置的第一實(shí)施方案的替代，所述氣體混合裝置為方便原因在下文中將被稱為替代性第一氣體混合裝置700。圖7示意性地示出替代性第一氣體混合裝置700的透視圖。圖8示意性地示出替代性第一氣體混合裝置700的側(cè)視圖。圖9示意性地示出替代性第一氣體混合裝置700的前視圖。
[0061 ]替代性第一氣體混合裝置700類似于第一氣體混合裝置400。因此，類似的元件由相同的參考標(biāo)號(hào)表示。差異是:替代性第一氣體混合裝置700在入口405處包括更多的凹陷601。更精確地，第一氣體混合裝置400包括8個(gè)凹陷601，而替代性第一氣體混合裝置700包括18個(gè)凹陷601。此外，這些18個(gè)凹陷601更小，并且更緊湊地分布在入口405周圍。在此實(shí)例中，18個(gè)凹陷601也是三角形，盡管其他形狀是可能的。18個(gè)凹陷601也導(dǎo)致渦旋效應(yīng)，如上文所述。
[0062]圖10-12示意性地示出氣體混合裝置214的第二實(shí)施方案，所述氣體混合裝置214為方便原因在下文中將被稱為第二氣體混合裝置1000。圖10示意性地示出第二氣體混合裝置1000的第一透視圖。圖11示意性地示出第二氣體混合裝置1000的第二透視圖。圖12示意性地示出第二氣體混合裝置1000的前視圖。
[0063]第二氣體混合裝置1000與上文所述的第一氣體混合裝置400具有一些類似之處。第二氣體混合裝置1000也呈套筒狀結(jié)構(gòu)的形式，所述套筒狀結(jié)構(gòu)包括其內(nèi)表面402限定氣流通道的主套筒401。第二氣體混合裝置1000另外還包括用于將第二氣體混合裝置1000安裝在噴嘴213(諸如在圖2和圖3中示出的噴嘴213)上的安裝套筒403。
[0064]另外的類似之處如下。安裝套筒403也位于第二氣體混合裝置1000的入口405處，更精確地位于如上文所述的入口平面中，盡管其他位置是可能的。氣流通道在第二氣體混合裝置1000的入口 405與出口 406之間延伸。入口 405的直徑大于出口 406的直徑。第二氣體混合裝置1000可通過(guò)安裝套筒403安裝在噴嘴上，使得噴嘴可朝向出口 406將可具有超大氣壓的熱氣體注入到氣流通道中。
[0065]在圖10-12所示的第二氣體混合部件1000與圖4-6所示的第一氣體混合部件400之間的主要差異是:對(duì)于第二氣體混合部件1000，主套筒401通過(guò)彎曲形狀的各種固定翅片1001固定到安裝套筒403。這些彎曲形狀的固定翅片1001也可被認(rèn)為是存在于氣流通道中的螺旋形狀的翅片、彎曲形狀的翅片。彎曲形狀的固定翅片1001致使吸入到氣流通道中的空氣具有渦旋效應(yīng)。此渦旋效應(yīng)有助于來(lái)自腔室的氣體與由噴嘴注入到通道中的熱空氣在通道內(nèi)的更均勻混合。此均勻混合幫助實(shí)現(xiàn)相對(duì)高的防冰效率，并且因此實(shí)現(xiàn)燃料經(jīng)濟(jì)性，如在上文解釋的。
[0066]另一個(gè)差異是:第二氣體混合裝置1000的主套筒401成形，使得氣流通道從入口405完全會(huì)聚到出口 406。換句話說(shuō)，氣流通道不具有分流區(qū)段503，而僅具有彎曲形狀的固定翅片1001布置在其中的會(huì)聚區(qū)段502。然而，在替代性實(shí)施方案中，也可能存在分流區(qū)段。
[0067]圖3所示的氣體混合裝置214的又其他實(shí)施方案可包括上文所述的第一氣體混合裝置400和第二氣體混合裝置1000的特征的組合。具體地，這種實(shí)施方案可包括成型入口，諸如具有各種凹陷的入口，以及位于在入口與出口之間延伸的氣流通道中的彎曲形狀的翅片。成型入口和彎曲形狀的翅片都在氣體混合裝置內(nèi)提供渦旋效應(yīng)，所述渦旋效應(yīng)由于以上提及的特征的組合可以是相對(duì)強(qiáng)的。
[0068]又其他實(shí)施方案可不同于上文所述的實(shí)施方案，在于安裝套筒位于由入口處的一個(gè)或多個(gè)末端限定的入口平面的外面。也就是，參考圖5，安裝套筒403可相對(duì)于入口平面501向內(nèi)偏移?？商娲?，安裝套筒403可相對(duì)于入口平面501向外偏移。在任一種情況(安裝套筒的向內(nèi)定位或向外定位)下，可存在相對(duì)于入口平面的包括在例如O毫米(mm)與10毫米之間的偏置?？蓱{經(jīng)驗(yàn)找到安裝套筒相對(duì)于入口平面的就防冰效率而言最佳的位置。
[0069]參考圖2和圖3，噴嘴213和安裝在其上的氣體混合裝置214可相對(duì)于進(jìn)氣口唇口210的內(nèi)表面302稍微傾斜。這種傾斜可就方位或俯仰而言，或兩者皆可。也就是，在前緣腔室212中的、噴嘴213存在于其中的一個(gè)位置處，注入軸線304不需要與進(jìn)氣口唇口 210的內(nèi)表面302完全平行?？蓱{經(jīng)驗(yàn)找到就防冰效率而言最佳的稍微傾斜。
[0070]參考附圖的上文存在的一些實(shí)施方案的詳細(xì)描述僅是權(quán)利要求中限定的本發(fā)明和附加特征的說(shuō)明。可以以多種不同方式實(shí)現(xiàn)本發(fā)明。為了示出這一點(diǎn)，簡(jiǎn)要指示一些替代方案。
[0071]本發(fā)明可應(yīng)用在關(guān)于防冰、具體地在飛機(jī)中的各種類型的產(chǎn)品或方法。盡管上文的描述呈現(xiàn)關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)艙的進(jìn)氣口唇口的防冰的實(shí)施方案，但本發(fā)明可用于防止在其他飛機(jī)零件上形成冰。
[0072]存在獲得可用于防冰的熱氣體的多種方式。盡管上文的描述呈現(xiàn)熱氣體通過(guò)從渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)排出壓縮熱空氣來(lái)獲得的實(shí)施方案，但熱氣體可從其他類型的源獲得。
[0073]存在實(shí)現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的通過(guò)渦旋效應(yīng)吸入空氣的氣體混合裝置的多種方式。例如，成型入口可包括除凹陷之外的引起渦旋特征部，例如像成型表面。盡管上文的描述呈現(xiàn)凹陷是三角形的實(shí)施方案，但例如像半環(huán)形凹陷的其他凹陷形狀也可提供渦旋效應(yīng)。同樣，位于可提供渦旋效應(yīng)的氣體混合裝置內(nèi)的翅片存在多種可能形狀。此類翅片不需要必須具有固定功能。
[0074]應(yīng)在廣義上理解術(shù)語(yǔ)“飛機(jī)”。術(shù)語(yǔ)可涵蓋能夠通過(guò)空氣移動(dòng)的任何裝置。
[0075]通常，存在實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的多種不同方式，由此不同的實(shí)現(xiàn)方案可具有不同的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。在任何給定的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)中，單個(gè)模塊可執(zhí)行若干功能，或者若干模塊可共同地執(zhí)行單個(gè)功能。在此方面，附圖是非常概略的。
[0076]在上文中做出的備注表明，參考附圖呈現(xiàn)的一些實(shí)施方案的詳細(xì)描述是對(duì)本發(fā)明的說(shuō)明而不是限制。可以以處在所附權(quán)利要求范圍內(nèi)的多種替代方式實(shí)現(xiàn)本發(fā)明。處在所述權(quán)利要求的等效物的含義和范圍內(nèi)的所有變化都將涵蓋在所述權(quán)利要求的范圍內(nèi)。在權(quán)利要求中的任何參考標(biāo)號(hào)不應(yīng)解釋為限制權(quán)利要求。詞語(yǔ)“包括”不排除除了權(quán)利要求中列出的那些元件或步驟之外的其他元件或步驟的存在。在元件或步驟前面的詞語(yǔ)“一個(gè)(a或an)”不排除多個(gè)此類元件或步驟的存在。相應(yīng)的從屬權(quán)利要求限定相應(yīng)的附加特征的不爭(zhēng)事實(shí)不排除除了在權(quán)利要求中反映的那些附加特征的組合之外的附加特征的組合。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種用于在具有其外表面(301)可經(jīng)受冰形成的外壁(210)的腔室(212)內(nèi)使用的防冰系統(tǒng)(303)，所述防冰系統(tǒng)包括: -噴嘴(213)，其被布置來(lái)將熱氣體注入在所述腔室內(nèi)；以及 -氣體混合裝置(214)，其限定用于接收來(lái)自所述噴嘴的熱氣體的通道(305)，所述氣體混合裝置包括弓I起渦旋特征部(601、1001)，所述弓I起渦旋特征部(601、1001)用于在來(lái)自所述噴嘴的熱氣體注入到所述通道中時(shí)通過(guò)渦旋效應(yīng)致使來(lái)自所述腔室的氣體被吸入到所述通道中。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的防冰系統(tǒng)，其中所述引起渦旋特征部包括所述氣體混合裝置(214)的成型入口(405)。3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的防冰系統(tǒng)，其中所述成型入口(405)包括三角形凹陷(601)。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的防冰系統(tǒng)，其中所述三角形凹陷(601)均勻分布在所述成型入口(405)周圍。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的防冰系統(tǒng)，其中所述引起渦旋特征部包括位于所述通道(305)內(nèi)的至少一個(gè)翅片(1001)。6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的防冰系統(tǒng)，其中所述至少一個(gè)翅片(1001)包括彎曲形狀。7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的防冰系統(tǒng)，其中所述氣體混合裝置(214)包括用于將所述氣體混合裝置安裝在所述噴嘴(213)上的安裝套筒(403)。8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的防冰系統(tǒng)，其中所述引起渦旋特征部包括定位在所述安裝套筒(403)與所述通道(305)的內(nèi)表面(402)之間的多個(gè)翅片(1001)。9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的防冰系統(tǒng)，其中所述多個(gè)翅片(1001)以等距方式定位在所述安裝套筒(403)周圍。10.根據(jù)權(quán)利要求1所述的防冰系統(tǒng)，其中所述氣流通道(305)具有從所述氣體混合裝置(214)的入口(405)朝向出口(406)延伸的會(huì)聚區(qū)段(502)。11.根據(jù)權(quán)利要求10所述的防冰系統(tǒng)，其中在朝向所述出口(406)的方向上，所述氣流通道(305)的所述會(huì)聚區(qū)段(502)之后是分流區(qū)段(503)。12.根據(jù)權(quán)利要求1O所述的防冰系統(tǒng)，其中所述入口(405)的直徑大于所述出口( 406)的直徑。13.—種包括根據(jù)權(quán)利要求1所述的防冰系統(tǒng)(303)的飛機(jī)(100)。14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的飛機(jī)，其包括: -布置(207)，其用于從渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)(104)排出壓縮熱空氣；以及 -氣體流動(dòng)路徑(208)，其用于將所述壓縮熱空氣引導(dǎo)到所述噴嘴(213)，由此被引導(dǎo)到所述噴嘴的所述壓縮熱空氣構(gòu)成所述熱氣體。15.根據(jù)權(quán)利要求14所述的飛機(jī)，其中所述腔室(212)是位于發(fā)動(dòng)機(jī)艙(201)的進(jìn)氣口區(qū)段(209)中的環(huán)形腔室，所述外壁(210)是所述發(fā)動(dòng)機(jī)艙的進(jìn)氣口唇口。16.—種防飛機(jī)零件(201)結(jié)冰的方法，所述飛機(jī)零件包括具有其外表面(301)可經(jīng)受冰形成的外壁(210)的腔室(212)，所述方法包括: -將來(lái)自噴嘴的熱氣體注入到所述腔室中； -在氣體混合裝置的通道內(nèi)接收來(lái)自所述噴嘴的所述熱氣體，所述氣體混合裝置包括引起渦旋特征部，所述引起渦旋特征部用于在來(lái)自所述噴嘴的熱氣體注入到所述通道中時(shí)通過(guò)渦旋效應(yīng)致使來(lái)自所述腔室的氣體被吸入到所述通道中。
【文檔編號(hào)】F02C7/047GK105992867SQ201480058592
【公開(kāi)日】2016年10月5日
【申請(qǐng)日】2014年10月24日
【發(fā)明人】理查德·紐曼, 邁克爾·麥考斯蘭
【申請(qǐng)人】肖特兄弟公司