專利名稱：與除霜處理最佳化的熱空氣噴射設備結合的飛行器機艙的空氣入口的制作方法
技術領域：
本發明涉及 具有使除霜處理最佳化的熱空氣噴射設備的飛行器機艙的空氣入口。
背景技術：
眾所周知，如圖I所示，例如通過桿12連接在機翼下面的飛行器推進系統10包括一個機艙14,將一個機械裝置基本同心地設置在該機艙中。機艙的縱軸是標號16。機艙14包括一個與前方空氣入口 18—起限定出的能夠將空氣引向機械裝置的管道。本發明主要涉及機艙，該機艙結合霜處理方法，該方法使用與空氣入口 18的內壁接觸的熱空氣、特別是取自電機處的熱空氣進行除霜處理。根據文獻FR-2813581和US-6443395所知道的實施模式，如圖2和圖3A和圖3B所示，機艙14的內部包括一個稱做前框20的隔板，該隔板與空氣入口 18限定出一個在機艙的整個周邊上延伸的管道22，該管道的截面基本為D型，熱空氣在該管道內流動。利用噴射設備24為該管道22提供熱空氣。被噴射出的熱空氣在噴射以前沿360°方向通過該管道22。熱空氣利用離心力更多地流到圖2中用標號28表示的空氣入口的外側。如果在機艙的最下部的某一位置設置熱空氣噴射設備24，則在周邊的除霜能力不均勻。首先，這種能力快速增大，以便獲得最大值，然后在剩余的周邊部分逐漸降低，而在最下方霜的處理不連續。由于離心作用和/或周邊溫度分布不均勻，所以空氣入口內側30處的溫度可能不夠聞。為了克服這種可能出現的不足，可以噴射更熱的空氣和/或更大的流量。但是這種方案并不令人滿意，因為對于前框來講，必須配備空氣入口，可能的話還要配備用耐高溫材料構成的聲學處理層。從這方面來看，會造成可用材料的選擇性降低，通常必須使用相對較貴的重的材料。如圖3A和圖3B所示，噴射設備24為與前框垂直的管子32的形狀，前框具有一個或多個沿管道22中流動的空氣流動方向定向的噴射孔34。在這種情況下，在管道22中流動的不太熱的氣流中，噴射設備產生剛剛噴射的熱氣流，熱氣流范圍36在圖3A和圖3B中用點線表示，它構成了這兩股氣流之間的熱交換面積。為了改進熱交換，一個方案可以在于通過增加噴射孔34的數量來增加熱交換面積。但是在這種情況下，噴射設備的體積較大，造成很大的負載損失。此外，當保持管道中有足夠的噴射速度時，增加噴射孔的數量就使得所需要的熱空氣流量增大，這樣，就會增加其生產所需要的能量，因而增加飛行器的消耗。根據另一方面，噴射的熱空氣和管道中流動的不太熱的空氣之間的溫差越大，這兩股氣流的混合就越差，因此，剛剛噴射的熱氣流就會影響溫度很高的管道的壁。因此就得到兩股氣流，一股氣流的溫度要比霜處理所要求的溫度高很多，而第二股氣流的溫度不足以所述的處理。為了限制剛剛噴射的氣流的溫度影響，文獻FR-2813581和US-6443395提出在噴射設備24的后面布置一個將剛剛噴射的熱空氣與已經存在的在管道22中流動的不太熱的空氣進行 混合的混合器，該混合器包括一個噴管形狀的管子。這種方案的好處在于降低了管道22的壁承受到的最大溫度值，并且由于混合，就能夠得到溫度足以處理霜的熱氣流，該氣流的流量要比沒有混合器的現有技術的剛剛噴射的很高溫度的氣流的大許多。但是該混合器并不能令人十分滿意，因為它構成了除噴射設備以外的附加構件，從而產生附加裝載質量，要進行專門的維修。另外，因為進出窗在機艙的下部，所以如果要接觸到噴射設備，則要將混合器移動偏離所述進出窗，因此不容易檢查，在出現故障時，常常需要拆開空氣入口，這樣就迫使飛行器完全停機。因此，本發明旨在克服現有技術的這些缺陷，提出一種用熱空氣來處理霜的飛行器機艙的空氣入口，該空氣入口包括有最佳的熱空氣噴射設備。
發明內容
為此，本發明的目的在于飛行器機艙的空氣入口，該空氣入口包括一個在所述空氣入口的周邊上延伸的管道，局部設置的將熱空氣噴射到所述管道中由此確保熱空氣在管道中沿其周邊流動的噴射設備，其特征在于該噴射設備包括一個分配器，該分配器處在一個與在管道中流動的氣流方向相交的平面中，該管道包括至少一個能夠讓管道中流動的氣流通過的孔口，以及與熱空氣供應器相連的多個噴射孔，這些噴射孔設置在該通孔周圍和/或這些通孔之間。
通過結合附圖閱讀下面作為唯一例子給出的說明書的描述，將會更清楚地理解本發明的其他優點和特征，其中圖I是飛行器機艙的透視圖；圖2是沿機艙的前面的縱向平面作的剖視圖；圖3A是表示根據現有技術的一個實施模式的熱空氣噴射設備的側視圖；圖3B是表示根據現有技術的另一個實施模式的熱空氣噴射設備的側視圖；圖4是表示根據本發明的結合有熱空氣噴射設備的空氣入口的局部透視圖；圖5是本發明噴射設備的透視圖；圖6是本發明噴射設備的側示圖；圖7是沿本發明圖6的熱空氣噴射設備的VII-VII線作的剖視圖；和圖8是沿圖6的VIII-VIII線作的剖視圖，說明本發明的熱空氣噴射設備的噴射孔。
具體實施例方式在圖2中示出了飛行器機艙的空氣入口 18。空氣入口能夠將箭頭38表示的空氣流引向機械裝置。空氣入口的前部基本為圓形，它在一個可以與縱軸基本垂直或不垂直的平面中延伸，前部位于12h稍前一點兒。但是，也可以考慮空氣入口的其他形狀。本發明主要涉及與霜處理結合的機艙，所述的霜處理在于用機械裝置處引出的熱空氣對霜進行處理。根據一個實施模式，機艙包括一個稱作前框20的隔板,該前框與空氣入口 18限定出一個管道22，該管道在機艙的整個周邊延伸，其截面為D形。根據一個實施模式,該管道22包括局部設置的熱空氣噴射設備24。需要補充的是，管道22包括圖4中可以看到的排放件26。
根據所示的例子，噴射設備24可以在管道22中產生沿順時針(如圖所示)或逆時針的氣流。噴射設備24可以設置在管道下部位置。噴射設備24包括一個相對于前框20凸起的熱空氣輸入管40，用任何合適的方式將該輸入管與前框20連接(例如法蘭盤)，在前框20中的一個孔的延長線上，有一個在所述前框后面通向所述孔的熱空氣供應器。根據變型，管40可以通過所述前框20，與熱空氣供應器相連。該熱空氣供應器不再進行詳細描述，因為它們是本領域技術人員公知的。熱空氣最好取自機械裝置，利用一根或多根管道將熱空氣傳通到空氣入口。根據圖5-圖8詳細描述的本發明，熱空氣噴射設備24 —方面包括一根與管40相連的環形管道42，該環形管道設置在與管道中的流動空氣的方向相交的平面中，并且基本同心地處于管道22中，所述環形管道限定出一個用于管道中流動的空氣的通孔44，另一方面包括設置在環形管道42周邊的多個噴射孔46，適合于沿著與管道22中流動的氣流方向基本融合的方向噴射熱空氣。根據一個實施模式，將環形管道42設置在基本徑向的平面中。徑向平面指的是含有縱軸16和徑向方向的平面。根據這種布置，剛噴射熱空氣以后，發現剛剛噴射的熱氣流受到第一根線48和第二根線50的限制，第一根線的直徑大于或等于環形管道42的外徑D，第二根線小于或等于環形管道42的內徑。可以明顯增大噴射的熱氣流和在管道22中流動的氣流之間的熱交換面積，但并沒有增加管道中的噴射設備的體積，因而沒有增加負載損失。通常，噴射設備在與管道22中流動的氣流方向相交的平面中包括一個分配器和多個噴射孔46，所述管道包括多個可以讓管道中流動的氣流通過其的孔口 44，噴射孔與熱空氣供應器相連，這些噴射孔設置在該通孔44周圍和/或這些通孔之間。因此，通孔44可以不使負載的損失增加太多，并在噴射孔46噴射的熱空氣氣流之間產生已在管道中流動的不太熱的氣流，這樣就可以在剛剛噴射的熱空氣和已在管道中流動的熱空氣之間增加熱交換面積。圖5-圖8示出的一個變型成為一個簡化了的變型，它包括一個可以使熱交換面積和負載損失最佳的通孔。此外，該方案可以使孔的數量達到最佳，從而不增加飛行器的消耗。根據本發明的另一特征，設置某些噴射孔46，以便沿圖7所示的匯聚方向噴射熱空氣。根據一個優選實施模式，環形管道42包括四個按90°均勻分布在環形管道周邊的噴射孔46，每一個噴射孔被安排在一個基本為圓形截面、長度約為20mm的噴射管道52的端部。將噴射管道52定好方向，以便噴射的熱氣流匯聚，從而產生擾動而且非層流的氣流，這樣有利于噴射的熱空氣和已在管道中流動的熱空氣之間進行混合。為使噴射的熱空氣和已在管道中流動的熱空氣之間更好地進行混合，噴射管道52的軸與在管道中流動的氣流方向形成小于20°的角度，最好約為10-15°的角度。可以調整噴射管道52的方向，以便噴射的熱氣流形成具有繞穿過通孔44的氣流 進行螺旋運動的氣流。為了改進氣流的混合和擾動，每一個噴射管道52的截面一直減小直至噴射孔，以便提高熱氣流的噴射速度。這樣，如圖8所示，噴射管道52為錐形，其一直減小到噴射孔46，其角度β小于20°，較優地，約為5-10°的角度。為了固定數量級，環形管道的截面積約為400mm2，環形管道的外徑約為120mm，其內經約為65mm,噴射孔46的直徑約為13mm。
權利要求
1.一種飛行器機艙的空氣入口，該空氣入口包括在所述空氣入口的周邊上延伸的管道，和局部設置的將熱空氣噴射到所述管道(22)中由此確保熱空氣在管道中沿其周邊流動的噴射設備(24)，其特征在于，所述噴射設備(24)包括分配器，所述分配器處在與在所述管道(22)中流動的氣流方向相交的平面中，所述噴射設備包括至少一個可以讓所述管道中流動的氣流通過所述分配器的通孔(44)，以及與熱空氣供應器相連的多個噴射孔(46)，所述多個噴射孔設置在所述通孔周圍和/或所述通孔(44)之間。
2.根據權利要求I所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，所述噴射設備(24)—方面包括與所述熱空氣供應器相連的環形管道(42)，所述環形管道設置在與所述管道中的流動空氣的方向相交的平面中，所述環形管道限定出用于所述管道中流動的空氣的通孔(44)，另一方面包括設置在所述環形管道(42)周邊的多個噴射孔(46)。
3.根據權利要求2的所述飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，所述環形管道(42)包括均勻分布在所述環形管道周邊的噴射孔(46)，每一個噴射孔被布置在所述噴射管道(52)的端部。
4.根據上述任一權利要求所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，某些噴射孔(46)被設置成沿匯聚方向噴射熱空氣。
5.根據權利要求4所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，所述噴射設備(24)—方面包括與所述熱空氣供應器相連的環形管道(42)，所述環形管道設置在與所述管道中的流動空氣的方向相交的平面中，所述環形管道限定出用于所述管道中流動的空氣的通孔(44)，另一方面包括設置在所述環形管道(42)周邊的多個噴射孔(46)，每一個噴射孔均被布置在所述噴射管道(52)的端部，調節所述噴射孔的方向，使得噴射的熱氣流匯聚。
6.根據權利要求5所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，所述噴射管道(52)的軸與在所述管道中流動的氣流方向形成小于20°的角度(a)。
7.根據上述任一權利要求所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，某些噴射孔(46)被設置成使噴射的熱氣流形成具有繞穿過所述通孔(44)的氣流進行螺旋運動的氣流。
8.根據上述任一權利要求所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，每一個噴射孔(46)均被布置在所述噴射管道(52)的端部，所述噴射管道的截面一直減小到噴射孔，以便提高熱氣流的噴射速度。
9.根據權利要求8所述的飛行器機艙的空氣入口，其特征在于，所述噴射管道(52)的截面為錐形，其一直減小到噴射孔(46)，其角度(β)小于20°。
10.一種飛行器機艙，其包括上述任一權利要求所述的空氣入口。
全文摘要
本發明是一種飛行器機艙的空氣入口，該空氣入口包括一個在所述空氣入口的周邊上延伸的管道，和局部設置的將熱空氣噴射到所述管道中由此確保熱空氣在管道中沿其周邊流動的噴射設備(24)，其特征在于該噴射設備(24)包括一個分配器，該分配器處在一個與在管道(22)中流動的氣流方向相交的平面中，該管道包括至少一個可以讓管道中流動的氣流通過分配器的孔口(44)，以及與熱空氣供應器相連的多個噴射孔(46)，這些噴射孔設置在該通孔周圍和/或這些通孔(44)之間。
文檔編號B64D15/04GK102858632SQ201080059360
公開日2013年1月2日 申請日期2010年12月14日 優先權日2009年12月18日
發明者阿蘭·波特, 阿爾努·奧爾米耶勒, 阿蘭·德高 申請人:空中客車運營簡化股份公司