用于飛機的防冰系統的制作方法
【專利摘要】一種防冰系統(303)可設置在具有其外表面(301)可經受冰形成的外壁(210)的腔室(212)內。所述防冰系統包括被布置來將熱氣體注入在所述腔室(212)內的噴嘴(213)。氣體混合裝置(214)限定用于接收來自所述噴嘴(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自所述噴嘴(213)的熱氣體注入到所述通道(305)中時通過渦旋效應致使來自所述腔室(212)的氣體被吸入到所述通道(305)中。
【專利說明】用于飛機的防冰系統
[0001]相關申請的交叉引用
[0002]本申請要求2013年10月25日提交的美國專利申請號61/895,450的優先權，所述專利的公開內容以引用的方式整體并入本文。
發明領域
[0003]本發明的一個方面涉及防冰系統。防冰系統可應用在例如飛機中，具體地用于阻止在發動機艙的進氣口唇口(inlet lip skin)上形成冰。本發明的其他方面涉及飛機和防飛機結冰的方法。
[0004]發明背景
[0005]飛機零件、具體地是面向前方的表面可能經受冰形成。例如，冰可在飛行期間形成在發動機艙的進氣口唇口上。已經形成在飛機零件上的冰可能改變飛機的空氣動力特性并且增加飛機重量。這可能導致燃料消耗量增加或者需要對飛機進行不同的控制，或者兩者皆有。最嚴重地，冰形成可能導致失去對飛機的控制。此外，已經形成的一塊冰可能破裂并且損壞飛機零件。這種損壞可隨后導致前述結果中的一種。
[0006]飛機有利地設置有防冰系統，以便阻止在一個或多個飛機零件上形成冰。通常，防冰系統加熱可能經受冰形成的飛機零件以便阻止冰形成。為此目的，防冰系統可使用可從渦輪發動機排出的熱壓縮空氣。氣體流動路徑朝向需要被加熱的飛機零件輸送此熱壓縮空氣以便阻止冰形成。
[0007]防冰系統可包括沿需要防冰的飛機零件的內表面布置的所謂的短笛導管。已排出的壓縮熱空氣應用到短笛導管。短笛導管包括多個相對小的出口，所述出口將壓縮熱空氣噴射到內表面，這導致加熱需要防冰的飛機零件。然而，短笛導管給飛機增加了重量，這導致燃料消耗量增加。
[0008]專利公布US 4,688,745描述一種用于在噴氣發動機的前緣處的環形外殼的防冰系統。熱氣體(諸如來自噴氣發動機的熱高壓區段的空氣)被引導通過導管，所述導管通過隔板進入環形外殼。導管隨后轉向大約90°到與前緣環帶相切的方向。離開導管的熱氣體夾帶環形外殼中的較冷空氣，導致較大的空氣團在環形外殼周圍循環地渦旋。
[0009]發明概述
[0010]存在對允許改善的防冰效率的解決方案的需要。
[0011]根據本發明的一方面，提供一種用于在具有其外表面可能經受冰形成的外壁的腔室內使用的防冰系統，所述防冰系統包括:
[0012]-噴嘴，其被布置來將熱氣體注入在腔室內；以及
[0013]-氣體混合裝置，其限定用于接收來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自噴嘴的熱氣體注入到通道中時通過渦旋效應致使來自腔室的氣體被吸入到通道中。
[0014]在這種防冰系統中，渦旋效應有助于將噴嘴注入的熱氣體與來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的空氣團。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現期望的防冰效果。因此可改善防冰效率。在其中熱氣體從發動機排出的飛機中，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。根據本發明的防冰系統可以是相對輕質的，具體地與包括給飛機增加了重量的短笛導管的防冰系統相比較。
[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的至少一個翅片。至少一個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表面之間的多個翅片。多個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聚區段。
[0021]在朝向出口的方向上，氣流通道的會聚區段之后可以是分流區段。
[0022]入口的直徑可大于出口的直徑。
[0023]本發明的另一個方面提供一種包括如上文限定的防冰系統的飛機。
[0024]飛機可包括:
[0025]布置，其用于將壓縮熱空氣從渦輪發動機排出；以及氣體流動路徑，其用于將壓縮熱空氣引導到噴嘴，由此被引導到噴嘴的壓縮熱空氣構成熱氣體。
[0026]腔室可以是位于發動機艙的進氣口區段中的環形腔室，外壁是發動機艙的進氣口唇口。
[0027]本發明的又一個方面提供一種防飛機零件結冰的方法，飛機零件包括具有其外表面可能經受冰形成的外壁的腔室，所述方法包括:
[0028]-將來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接收來自噴嘴的熱氣體，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自噴嘴的熱氣體注入到通道中時通過渦旋效應致使來自腔室的氣體被吸入到通道中。
[0030]附圖簡述
[0031]為圖解的目的，參考附圖來呈現本發明的一些實施方案的詳細描述。
[0032]圖1為示出如從頂視圖看的飛機的示意圖。
[0033]圖2為示出飛機發動機的截面的示意圖。
[0034]圖3為示出發動機航的進氣口區段的截面的示意圖，所述進氣口區段設置有防冰系統。
[0035]圖4-6為示出分別從透視圖、側視圖和前視圖看的防冰系統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。飛機100包括機身101和兩個主翼(每一個主翼在機身101的一側上):左翼102和右翼103。左翼102設置有渦輪發動機104。渦輪發動機104通過外掛架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截取的渦輪發動機104的截面。渦輪發動機104包括機艙201。風扇202和發動機核心203位于機艙201中。旁路導管204圍繞發動機核心203。發動機核心203包括壓縮機組件205和燃燒室206。
[0041 ] 發動機核心203設置有具有入口和出口的排出采用布置(bleed off-takearrangement)207。入口位于壓縮機組件205與燃燒室206之間。排出采用布置207的出口聯接到氣體流動路徑208。氣體流動路徑208可包括若干導管、若干可控閥，并且在一些實施方案中包括冷卻裝置。此冷卻裝置可以是位于渦輪發動機104中的旁路導管204中的熱交換器。
[0042]機艙201包括進氣口區段209，所述進氣口區段209具有進氣口唇口 210和位于進氣口唇口 210后面的隔板211。進氣口唇口 210構成機艙201的前緣。進氣口唇口 210和隔板211限定具有環形形狀的腔室212。此腔室212在下文中將被稱為前緣腔室212。進氣口唇口 210構成前緣腔室212的外壁。隔板211構成前緣腔室212的內壁。術語“外”和“內”涉及渦輪發動機104，并且更具體地，涉及其機艙201。
[0043]噴嘴213位于機艙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通過氣體流動路徑208聯接到渦輪發動機104中的排出采用布置207。為此，氣體流動路徑208可包括將噴嘴213聯接到排出采用布置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截取的機艙201的進氣口區段209的截面。進氣口唇口 210具有可能經受冰形成的外表面301以及界定前緣腔室212的內表面302。機艙201的進氣口區段209設置有位于前緣腔室212內的防冰系統303，所述前緣腔室212由進氣口唇口 210和隔板211限定。
[0045]防冰系統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，發動機核心203在內部產生壓縮熱空氣，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到氣體流動路徑208中，并且到達位于前緣腔室212中的噴嘴213。噴嘴213沿進氣口唇口 210的內表面302注入壓縮熱空氣。這致使一個空氣團在前緣腔室212中至少部分地沿唇口的內表面302循環。此循環空氣團由于注入的壓縮熱空氣具有相對高的溫度。所述循環空氣團加熱進氣口唇口 210，這提供防冰效果。這幫助阻止在機艙201的進氣口唇口 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中時在入口(與出口相對)處創建低壓。在入口處的此低壓將來自前緣腔室212的空氣吸入到氣流通道305中。在氣流通道305中，來自前緣腔室212的此空氣被致使以渦旋方式進入通道305，使得它與噴嘴213注入的壓縮熱空氣混合。此混合提供相對熱的空氣混合物。氣體混合裝置214在沿進氣口唇口 210及其內表面302的方向上將此相對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，所述特征部給予來自前緣腔室212的吸入到氣流通道305中的空氣渦旋效應。此渦旋效應有助于將噴嘴213注入的壓縮熱空氣與來自前緣腔室212的吸入到氣流通道305中的空氣均勻混合。因此，發生在氣流通道305內的渦旋效應有助于氣體混合裝置214注入到前緣腔室212中的相對熱的空氣混合物中的均勻溫度分布。因此，渦旋效應有助于在前緣腔室212中循環的空氣團中的均勻溫度分布。
[0049]總而言之，氣體混合裝置214有助于對進氣口唇口210的相對均勻的加熱。這繼而有助于有效防冰。從渦輪發動機104排出的相對少量的壓縮熱空氣可足以實現期望的防冰效果。這有助于燃料效率。此外，防冰系統303可以是相對輕質的，這進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毫米之間的長度。這些尺寸可具體地適用于飛機應用，以及其他可能性。應理解給出這些尺寸僅為舉例，并且在不脫離本發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。
[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、一個或多個翅片、或成型入口或這些的任何組合。在下文中將提供一些實例。
[0053]圖4-6示意性地示出氣體混合裝置214的第一實施方案，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的套筒狀結構的形式。主套筒401的內表面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延伸的會聚區段502。在朝向出口 406的方向上，會聚區段502之后是分流區段503。分流區段503可延伸直到出口406。氣流通道因此提供會聚作用，所述會聚作用之后跟著分流作用。
[0058]會聚區段502提供的會聚作用在噴嘴將熱氣體注入到氣流通道中時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，會聚作用比分流作用更強。
[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。此渦旋效應有助于來自腔室的氣體與由噴嘴注入到通道中的熱空氣在通道內的更均勻混合。此均勻混合幫助實現相對高的防冰效率，并且因此實現燃料經濟性，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號表示。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個凹陷601，而替代性第一氣體混合裝置700包括18個凹陷601。此外，這些18個凹陷601更小，并且更緊湊地分布在入口405周圍。在此實例中，18個凹陷601也是三角形，盡管其他形狀是可能的。18個凹陷601也導致渦旋效應，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也呈套筒狀結構的形式，所述套筒狀結構包括其內表面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:對于第二氣體混合部件1000，主套筒401通過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。此渦旋效應有助于來自腔室的氣體與由噴嘴注入到通道中的熱空氣在通道內的更均勻混合。此均勻混合幫助實現相對高的防冰效率，并且因此實現燃料經濟性，如在上文解釋的。
[0066]另一個差異是: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完全會聚到出口 406。換句話說，氣流通道不具有分流區段503，而僅具有彎曲形狀的固定翅片1001布置在其中的會聚區段502。然而，在替代性實施方案中，也可能存在分流區段。
[0067]圖3所示的氣體混合裝置214的又其他實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提供渦旋效應，所述渦旋效應由于以上提及的特征的組合可以是相對強的。
[0068]又其他實施方案可不同于上文所述的實施方案，在于安裝套筒位于由入口處的一個或多個末端限定的入口平面的外面。也就是，參考圖5，安裝套筒403可相對于入口平面501向內偏移。可替代地，安裝套筒403可相對于入口平面501向外偏移。在任一種情況(安裝套筒的向內定位或向外定位)下，可存在相對于入口平面的包括在例如O毫米(mm)與10毫米之間的偏置。可憑經驗找到安裝套筒相對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可相對于進氣口唇口210的內表面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存在于其中的一個位置處，注入軸線304不需要與進氣口唇口 210的內表面302完全平行。可憑經驗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施方案的詳細描述僅是權利要求中限定的本發明和附加特征的說明。可以以多種不同方式實現本發明。為了示出這一點，簡要指示一些替代方案。
[0071]本發明可應用在關于防冰、具體地在飛機中的各種類型的產品或方法。盡管上文的描述呈現關于發動機艙的進氣口唇口的防冰的實施方案，但本發明可用于防止在其他飛機零件上形成冰。
[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熱氣體通過從渦輪發動機排出壓縮熱空氣來獲得的實施方案，但熱氣體可從其他類型的源獲得。
[0073]存在實現根據本發明的通過渦旋效應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凹陷是三角形的實施方案，但例如像半環形凹陷的其他凹陷形狀也可提供渦旋效應。同樣，位于可提供渦旋效應的氣體混合裝置內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]應在廣義上理解術語“飛機”。術語可涵蓋能夠通過空氣移動的任何裝置。
[0075]通常，存在實現本發明的多種不同方式，由此不同的實現方案可具有不同的拓撲結構。在任何給定的拓撲結構中，單個模塊可執行若干功能，或者若干模塊可共同地執行單個功能。在此方面，附圖是非常概略的。
[0076]在上文中做出的備注表明，參考附圖呈現的一些實施方案的詳細描述是對本發明的說明而不是限制。可以以處在所附權利要求范圍內的多種替代方式實現本發明。處在所述權利要求的等效物的含義和范圍內的所有變化都將涵蓋在所述權利要求的范圍內。在權利要求中的任何參考標號不應解釋為限制權利要求。詞語“包括”不排除除了權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“一個(a或an)”不排除多個此類元件或步驟的存在。相應的從屬權利要求限定相應的附加特征的不爭事實不排除除了在權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。
【主權項】
1.一種用于在具有其外表面(301)可經受冰形成的外壁(210)的腔室(212)內使用的防冰系統(303)，所述防冰系統包括: -噴嘴(213)，其被布置來將熱氣體注入在所述腔室內；以及 -氣體混合裝置(214)，其限定用于接收來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)用于在來自所述噴嘴的熱氣體注入到所述通道中時通過渦旋效應致使來自所述腔室的氣體被吸入到所述通道中。2.根據權利要求1所述的防冰系統，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.根據權利要求2所述的防冰系統，其中所述成型入口(405)包括三角形凹陷(601)。4.根據權利要求3所述的防冰系統，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.根據權利要求1所述的防冰系統，其中所述引起渦旋特征部包括位于所述通道(305)內的至少一個翅片(1001)。6.根據權利要求5所述的防冰系統，其中所述至少一個翅片(1001)包括彎曲形狀。7.根據權利要求1所述的防冰系統，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.根據權利要求7所述的防冰系統，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)的內表面(402)之間的多個翅片(1001)。9.根據權利要求8所述的防冰系統，其中所述多個翅片(1001)以等距方式定位在所述安裝套筒(403)周圍。10.根據權利要求1所述的防冰系統，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)延伸的會聚區段(502)。11.根據權利要求10所述的防冰系統，其中在朝向所述出口(406)的方向上，所述氣流通道(305)的所述會聚區段(502)之后是分流區段(503)。12.根據權利要求1O所述的防冰系統，其中所述入口(405)的直徑大于所述出口( 406)的直徑。13.—種包括根據權利要求1所述的防冰系統(303)的飛機(100)。14.根據權利要求13所述的飛機，其包括: -布置(207)，其用于從渦輪發動機(104)排出壓縮熱空氣；以及 -氣體流動路徑(208)，其用于將所述壓縮熱空氣引導到所述噴嘴(213)，由此被引導到所述噴嘴的所述壓縮熱空氣構成所述熱氣體。15.根據權利要求14所述的飛機，其中所述腔室(212)是位于發動機艙(201)的進氣口區段(209)中的環形腔室，所述外壁(210)是所述發動機艙的進氣口唇口。16.—種防飛機零件(201)結冰的方法，所述飛機零件包括具有其外表面(301)可經受冰形成的外壁(210)的腔室(212)，所述方法包括: -將來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接收來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自所述噴嘴的熱氣體注入到所述通道中時通過渦旋效應致使來自所述腔室的氣體被吸入到所述通道中。
【文檔編號】F02C7/047GK105992867SQ201480058592
【公開日】2016年10月5日
【申請日】2014年10月24日
【發明人】理查德·紐曼, 邁克爾·麥考斯蘭
【申請人】肖特兄弟公司