用于飛行器的除冰及調節設備的制造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及飛行器渦輪噴氣發動機機艙領域，且更具體地關注渦輪噴氣發動機機艙的除冰。
【背景技術】
[0002]飛行器由一個或多個推進組件提供動力，每個推進組件包括容納在管狀機艙中的渦輪噴氣發動機。每個推進組件由掛架緊固至飛行器，所述掛架通常位于機翼下方或上方或位于機身處。
[0003]“上游”是指在渦輪噴氣發動機中的氣流方向上、位于所考慮的點或元件之前，而“下游”是指在渦輪噴氣發動機中的氣流方向上、位于所考慮的點或元件之后。
[0004]機艙通常具有結構，該結構包括渦輪噴氣發動機的進氣口上游、用于包圍風扇或渦輪噴氣發動機的壓縮機及其殼體的中間部分、能夠容納推力反向器裝置并用于包圍渦輪噴氣發動機的氣體發生器的下游部分，且通常端部為引射噴管，其出口位于渦輪噴氣發動機的下游。
[0005]常規地，在機艙和渦輪噴氣發動機之間構成的空間被稱為次級流動路徑。
[0006]通常地，渦輪噴氣發動機包括一組葉片(壓縮機和可選的風扇或非流線型推進器)，其通過一組傳動裝置由氣體發生器旋轉地驅動。
[0007]提供潤滑劑分配系統，以確保傳動裝置以及其它所有附件(諸如發電機)的良好潤滑，并使其冷卻。
[0008]在飛行期間，取決于溫度和濕度條件，可能會在機艙上形成冰，尤其是在裝配進氣口部分的進氣口唇緣的外表面處。
[0009]冰或霜的存在改變了進氣口的空氣動力學特性，并且干擾空氣朝向風扇的傳輸。此外，機艙的進氣口上形成霜和在冰塊脫離的情況下發動機吸入冰可能會損壞發動機或機翼，且給飛行安全帶來危險。
[0010]對機艙外表面進行除冰的一種解決方案在于防止冰在外表面上形成，同時使相關表面維持足夠的溫度。
[0011]因此，潤滑劑的熱量可用于加熱機艙的外表面，潤滑劑由此被冷卻并能夠在潤滑回路中被重復使用。
[0012]文獻US4782658和EP1479889具體地描述了這種利用發動機潤滑劑熱量的除冰系統的實施方式。
[0013]更具體地，文獻US4782658描述了一種除冰系統，其利用由進氣道引入的且通過空氣/油交換器加熱的外部空氣以實現除冰。這種系統可更好地控制交換的熱能，但機艙的外表面中進氣道的存在導致空氣動力學性能的損失。
[0014]同時，文獻EP1479889描述了一種利用閉合回路中的空氣/油交換器對渦輪噴氣發動機機艙的進氣口結構進行除冰，該進氣口結構的經加熱的內部空氣由風扇進行強制循環。
[0015]應注意的是，該進氣口結構是中空的且形成封閉腔室，用于使由設置在該腔室內的交換器加熱的除冰空氣循環。
[0016]因此，可用于除冰的熱能取決于潤滑劑溫度。
[0017]此外，進氣口結構的交換表面是固定的且受限制的，并且實際耗散的能量主要取決于除冰所需的熱量，此外取決于外部條件。
[0018]由此導致難以控制潤滑劑的冷卻以及進氣口所要保持的溫度。
[0019]還有另一種解決方案，其中熱交換器和用于待加熱流體循環的管道相連，以形成多個回路用于使待加熱流體通過交換器再循環，且這使得待加熱流體的循環區域與外壁接觸，從而通過機艙中與外部空氣的熱傳導而實現熱交換。待加熱流體的循環通過強制循環來執行。
[0020]還有已熟知的通過熱空氣引入對渦輪噴氣發動機機艙進行除冰的解決方案。這些解決方案通常依賴于渦輪噴氣發動機的壓縮機中的熱空氣引入。這樣引入的熱空氣處于高壓和高溫下，一方面，其被直接供給到待除冰的機艙的進氣口唇緣，另一方面，其被引導至空氣/空氣交換器(盎格魯-撒克遜(Anglo-Saxon)術語中的“預冷器”)，其中所述熱空氣被外部空氣冷卻以用于座艙空氣調節和飛行器機翼的除冰。
[0021]已經注意到，先前呈現的用于通過冷卻潤滑劑對進氣口唇緣進行除冰的系統由于交換器的存在會導致次級流動路徑的摩擦損失，以及當次級流動路徑中進行空氣引入時會導致發動機推力損失，該情形下這些損失對消耗具有顯著影響(它們相當于總消耗的約0.5% )，而且在發動機油的冷卻涉及來自機艙外部的空氣引入的情況下，當渦輪噴氣發動機以怠速和/或低功率運轉時(例如，在飛行器的滑行過程中或當飛行器下降時)，這種系統效率低。
[0022]通過引入壓縮機中的熱空氣為進氣口唇緣除冰的解決方案具有諸多缺點，尤其在于，由渦輪噴氣發動機的壓縮機中的引氣的高溫導致，待除冰的進氣口前艙壁和通常具有一個以上壁的進氣管要使用昂貴的材料，以減少破裂的風險，缺點還在于，它們在高壓壓縮機上使用了特殊的引氣，從而降低了渦輪噴氣發動機的功率或可用推力。事實上，以上所提出的通過渦輪噴氣發動機的壓縮機中熱空氣引入來除冰的解決方案通常在壓縮機中實施三次引氣，其中一次專用于發動機艙進氣口唇緣的除冰。
【發明內容】
[0023]本發明的一個目的是提供一種克服上述缺點的除冰設備。
[0024]為了這個目的，本發明涉及一種用于飛行器機艙的進氣口唇緣的除冰設備，所述設備包括預交換器、能夠引入風扇下游低壓空氣的風扇引氣裝置、兩個向壓縮機不同級的下游引入高壓空氣的裝置、以及安裝在空氣循環網絡中的受控閥和止回閥，其中，所述預交換器包括低壓空氣出口，所述低壓空氣出口能夠經由空氣循環網絡的管道通向飛行器發動機艙的進氣口唇緣。
[0025]根據本發明的其他特征，除冰設備包括以下單獨考慮或根據所有可能組合的可選特征中的一個或多個:
[0026]-除冰設備包括通過預交換器循環的高壓空氣的排放閥；
[0027]-除冰設備包括使至少一部分高壓空氣與低壓空氣混合的混合閥，所述高壓空氣用于座艙調節和機翼除冰，所述低壓空氣用于對進氣口唇緣進行除冰；
[0028]-除冰設備包括進氣口唇緣溫度的檢測器。
[0029]本發明還涉及一種具有根據本發明的除冰設備的發動機機艙，以及使用在在根據本發明的除冰設備上的各受控閥的強制打開裝置。
[0030]本發明還涉及一種飛行器，其具有根據本發明的發動機機艙。
[0031]該解決方案不僅能夠從專用于飛行器機艙的進氣口唇緣除冰的壓縮機中去除引氣裝置而直接連接唇緣，而且降低了進氣口唇緣除冰空氣的溫度，使得可以使用成本更低或者更輕的材料來制造唇緣的前艙壁，諸如用鋁或一些復合材料代替通常使用的鈦。
[0032]此外，這種解決方案既沒有影響飛行器的供給，也沒有影響飛行器的可靠性，尤其提供相同數量的閥門，而且也不像常規的機艙設計那樣，其不需要在專用壓縮機的下游設置引氣閥。
【附圖說明】
[0033]現在我們將通過非限制性實例的方式，參照附圖，描述若干可能的實施例，在所有附圖中，相同或相似的標記指代相同或相似的構件或構件組:
[0034]-圖1是根據本發明第一實施例的第一空氣循環網絡的示意圖，
[0035]-圖2是根據本發明第二實施例的第二空氣循環網絡的示意圖，以及
[0036]-圖3是根據本發明第三實施例的第三空氣循環網絡的示意圖。
【具體實施方式】
[0037]在下文描述的所有實施例中，為簡化起見，連接空氣循環網絡不同元件的管道分別稱為“管道3”。
[0038]在下文描述的所有實施例中，術語“穿過網絡”是指穿過網絡的全部或一部分，術語“受控閥”是指充當或不充當閥栓、致動器的閥。
[0039]參見圖1，描述了根據本發明第一實施例的第一空氣循環網絡1。
[0040]第一網絡1包括在飛行器發動機機艙100中。
[0041]機艙100包括外部空氣動力壁110、內部空氣動力壁120，所述外部空氣動力壁110包括上游進氣口唇緣111，進氣口唇緣111在上游連接外部空氣動力壁110和內部空氣動力壁 120。
[0042]用于高壓空氣冷卻的第一空氣循環網絡1包括一個熱-預交換器。
[0043]第一網絡1包括僅允許空氣在一個方向上流動的止回閥(分別為4、5)、受控閥(分別為6、7、8、9)、以及管道3。所述閥4、5、6、7、8、9用于控制第一網絡1中的空氣循環。
[0044]第一網絡1包括兩個不同的孔，用于以壓縮機的兩個不同級10和11高壓引氣，從而向第一網絡1供應高壓熱空氣，還包括一個孔12，用于風扇下游的低壓引氣，從而向第一網絡1供應低壓冷空氣。
[0045]在第一網絡1的運行中，高壓熱空氣通過壓縮機級10和11下游的高壓引氣孔進入，而低壓冷空氣通過風扇下游的低壓引氣孔12進入。
[0046]第一網絡1中的高壓熱空氣和低壓冷空氣的進氣流速根據要求借助受控閥6、7、8進行設定。
[0047]由此，高壓熱空氣經由壓縮機下游的兩個引氣孔10、11進入第一網絡1。連接所述孔10、11的管道3在預交換器2的上