CN102753438B - 飞行器机舱的空气入口以及具有该空气入口的机舱 - Google Patents
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Abstract
本发明是一种飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括一个在所述空气入口的周边上延伸并在后面由前框限定出的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道中由此确保热空气在管道中按照一个方向沿机舱的周边流动的喷射设备，其特征在于该空气入口在所述管道(22)中包括至少一个板材状或从所述管道(22)的壁上凸起形状的涡流发生器(38)，以便扰动热空气气流，从而补偿离心力的作用，减少所述管道(22)的内侧和外侧的温度梯度。
Description
技术领域
本发明涉及具有最佳除霜处理的飞行器机舱的空气入口。
背景技术
众所周知，如图1所示，例如通过杆12连接在机翼下面的飞行器的推进系统10包括一个机舱14，将一个机械装置基本同心地设置在该机舱中。机舱的纵轴是标号16。
机舱14包括一个与前方空气入口18一起限定出能够将空气引向机械装置的管道的内壁。
本发明主要涉及机舱，并且结合利用与空气入口18的内壁接触的热空气、特别是取自电机处的热空气进行除霜处理的方法。
根据文献FR-2813581和US-6443395所知道的实施模式，如图2和图3所示，机舱14的内部包括一个称做前框20的隔板，该隔板与空气入口18限定出在机舱的整个周边上延伸的管道22，该管道的截面大体为D型。
利用喷管系统或局部设置的供应管道24为该管道22提供热空气，在该管道中流动的空气通过图3中看到的排放件26排出。
被喷射出的热空气沿360o方向通过该管道。热空气利用离心力优先在图2中用标号28表示的空气入口的外侧流动。
如果在机舱的最下部的某一位置设置热空气喷射设备24，则在周边的除霜能力不均匀。这种能力首先迅速增加，以便获得最大值，然后在剩余的周边部分逐渐降低，而在最下方霜的处理不连续。
由于离心作用和/或周边温度分布不均匀，所以空气入口内侧30处的温度不可能足够高。
为了克服这种可能出现的不足，可以喷射更热的空气和/或用更大的流量。
但是这种方案并不令人满意，因为对于前框来讲，必须配备空气入口，可能的话还要配备用耐高温材料构成的声处理层。从这方面来看，会造成可用材料的选择性降低，而且通常必须使用相对较贵的重的材料。
为了限制被喷射的这种热空气的影响，文献FR-2813581和US-6443395提出在喷射设备24的后面布置一个将被喷射的热空气与已经存在的在管道22中流动的热空气进行混合的混合器32。这种方案的好处在于降低了管道22承受到的最大温度值。
但是，该喷射设备32不能使整个周边上的热空气的温度均匀化。这样，因为离心力的缘故，热空气总是会紧贴空气入口的外侧28。
因此，本发明旨在克服现有技术的这些缺陷，提出一种包括用于使霜处理达到最佳的设备的飞行器机舱的空气入口。
发明内容
为此，本发明的目的在于飞行器机舱的空气入口，该空气入口包括在所述空气入口的周边上延伸并在后面由前框限定出的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道中由此确保热空气在管道中按照一个方向沿机舱的周边流动的喷射设备，其特征在于该空气入口在所述管道中包括至少一个板状或从所述管道的壁上凸起形状的涡流发生器，以便扰动热空气气流，从而补偿离心力的作用，减少所述管道的内侧和外侧之间的温度梯度。
附图说明
通过结合附图阅读下面作为唯一例子给出的说明书的描述，将会更清楚地理解本发明的其他优点和特征，其中：
图1是飞行器机舱的透视图；
图2是沿机舱的前面的纵向平面作的剖视图；
图3是空气入口的管道的透视图；
图4是根据第一实施模式的透视图，说明设置在空气入口的管道中的涡流发生器；
图5是说明根据本发明第一实施模式的涡流发生器产生的涡流的示意图；
图6是本发明的涡流发生器的另一实施模式的示意图；
图7是本发明的涡流发生器的另一变型的侧示图；
图8是说明空气入口的示意图；
图9是曲线图，表示具有涡流发生器和没有涡流发生器时空气入口在内侧处的周边上的温度曲线；和
图10是曲线图，表示具有涡流发生器和没有涡流发生器时空气入口在外侧处的周边上的温度曲线。
具体实施方式
在图2中示出了飞行器机舱的空气入口18。
空气入口能够将箭头34表示的空气流引向机械装置。
空气入口22的前部基本为圆形，它在一个可以与纵轴基本垂直或不垂直的平面中延伸，前部位于12h稍前一点儿。但是，也可以考虑空气入口的其他形状。
本发明主要涉及用机械装置处引出的热空气对霜进行处理。
根据一个实施模式，机舱包括一个称作前框20的隔板，该前框与空气入口18限定出一个称作D管的管道22，该管道在机舱的整个周边延伸，其截面为D形。
根据一个实施模式，该D管22包括局部设置的热空气喷射设备24。
需要补充的是，D管22包括图3中可以看到的排放件26。
根据所示的例子，喷射设备24可以在管道22中产生沿顺时针(如图所示)或逆时针的气流。
可以在管道22内，顺着热空气的流流动方向刚好在喷射设备24的后面设置一个混合器32。该混合器可以使被喷射的热空气与已经存在于管道22中流动的不太热的空气混合。
该混合器以及喷射设备不再进行详细描述，因为它们是本领域技术人员公知的，特别是根据文献FR-2813581和US-6443395而公知。
此外，本发明不限于这种管道，也不限于热空气的这种供应方法。
根据这种方式，我们旨在在外侧28和内侧30之间得到温度梯度，就如图9所示的温度曲线34和图10所示的温度曲线36，图9所示的温度曲线对应于内侧30处的温度，图10所示的温度曲线对应于外侧28处的温度。这样，在对应于220°的位置处，内侧处的温度约为520°k，外侧处的温度约为570°k，而处理霜要求内侧处的温度高于外侧处的温度。
根据本发明，空气入口在管道22内包括至少一个用于扰动热空气流的涡流发生器38，如果没有涡流发生器，这种热空气流就有可能会在内侧和外侧之间产生温度梯度。涡流发生器是一种机械式元件，它为能够扰动热空气流的板状形式或从管道22的壁上凸起形式。
由于热空气流的扰动，涡流发生器38会补偿离心力的作用，并且降低内侧和外侧之间的温度梯度。
最好如图4和图5所示，利用合适的固定设备将涡流发生器38固定在前框20上或形成空气入口18的板材上。
根据变型，如图6所示，涡流发生器38可以不装到但可以包含在前框20中，以便不震动。在这种情况下，前框20变形，从而在管道中产生凸起形，其外形适合于产生涡流发生器。
根据图4和图5所示的实施模式，涡流发生器38包括一个相对于前框20凸起最好相对于该前框20垂直的基本为平面的板。该板包括朝向前框20的第一侧40和第二侧42，该第二侧与第一侧40分离的距离沿管道22中的热空气流的流动方向增加。将该板设置在一个既不与管道22中的热空气流的流动方向平行，也不与之垂直的平面中。
有利地，形成涡流发生器的板相对于管道22中的热空气流的流动方向成约20°-60°的角度。
根据一个实施模式，板由三侧限定，第一侧为贴紧前框的直边40，第二侧42为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧相连，而在下游的第二端与第三侧44相连，该第三侧与第一侧40相连。
如图5所示，涡流发生器38在板的后面产生负压这种负压会将紧贴外侧28的非常热的空气脱开，引向管道22的中间，同时将紧贴内侧30的不太热的空气脱开，引向管道22的中间。
第二侧42相对于前框倾斜可以在涡流发生器38的后面产生涡流，如图5所示，这有助于搅动管道内的空气流。
根据图7所示的另一实施模式，形成涡流发生器的板材由四侧限定，第一侧为贴紧前框的直边40’，第二侧42’为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧40’相连，而在下游的第二端与基本平行于第一侧40’的第三侧43’相连，以及将第一侧40’与第三侧43’相连的第四侧44’，并基本垂直于第一侧40’。
根据本发明的另一特征，构成涡流发生器的板与管道内流动的热空气流的方向形成一个角度，使得第一侧40的上游端比所述第一侧的下游端离机舱的轴更近。这种方式可以克服离心力的作用获得朝向机舱内的空气流的下降。
当涡流发生器和前框整块构成时，板的所有这些几何特征均可适合于前框20的凸起形状。在这种情况下，凸起形最好包括一个几何形状几乎可以与板的几何形状相同的表面。
在图9中，示出了在具有差不多与喷射设备24成180°布置的涡流发生器38的情况下空气入口的内侧30处的温度曲线46。应当注意相对于没有布置涡流发生器来讲在有涡流发生器38以后温度得到增加。
在图10中，示出了在具有涡流发生器的情况下空气入口的外侧28处的温度曲线48。应当注意的是，外侧和内侧之间的温差在有涡流发生器后显著减小。这样，在对应于220°的位置处，内侧处的温度约为570°k，外侧处的温度也约为570°k。
这样，涡流发生器38可以补偿离心力的作用，在其后面的内侧处的霜处理能力明显提高。因此，涡流发生器会使霜处理最佳化，在没有提高喷射热空气和/或其流量的情况下，霜处理能力得到提高。
可以沿管道22的周边设置多个涡流发生器38。
根据一个实施模式，形成涡流发生器的板材基本被设置在管道22内。
根据另一实施模式，涡流发生器38可以在至少一个部位与前框相连，或与空气入口的其他部分相连，以便空气流能够在所述涡流发生器和空气入口或与之相连的前框的表面之间流动。
根据本发明的另一方面，涡流发生器的设计简单，价格不高，不需要维护，与文献FR-2813581和US-6443395提出的喷射设备相比，质量明显要小。
Claims (9)
1.一种飞行器机舱的空气入口，所述空气入口包括在所述空气入口的周边上延伸并在后面由前框(20)限定出的管道，局部设置的将热空气喷射到所述管道(22)中由此确保热空气在管道中按照一个方向沿机舱的周边流动的喷射设备(24)，其特征在于，所述空气入口在所述管道(22)中包括至少一个板状或从所述管道(22)的壁上凸起形状的涡流发生器(38)，以便扰动热空气气流，从而补偿离心力的作用，减少所述管道(22)的内侧和外侧之间的温度梯度，所述涡流发生器(38)包括表面，所述表面具有与所述管道(22)的表面连接并沿其延伸的第一侧以及由连接到所述第一侧的上游端的第一端和与所述管道(22)的表面分离并且位于所述第一端下游的第二端所限定的第二侧。
2.根据权利要求1所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，前框(20)在所述管道(22)中包括凸起变形，所述凸起的外形适合于构成涡流发生器(38)。
3.根据权利要求1所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器(38)包括相对于前框(20)凸起的基本为平面的板，该板与所述前框(20)相连。
4.根据权利要求2或3所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述第二侧与所述第一侧分离的距离沿所述管道(22)中的热空气流的流动方向增加。
5.根据权利要求4所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器由三侧限定，直边的第一侧(40)，第二侧(42)为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧相连，而其在下游的第二端与第三侧(44)相连，所述第三侧与所述第一侧(40)相连。
6.根据权利要求4所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器由四侧限定，直边的第一侧(40’)，第二侧(42’)为圆弧形，其沿流动方向在上游的第一端与第一侧(40’)相连，而其在下游的第二端与基本平行于所述第一侧(40’)的第三侧(43’)相连，以及将所述第一侧(40’)与所述第三侧(43’)相连的第四侧(44’)，并基本垂直于所述第一侧(40’)。
7.根据权利要求2所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器相对于所述管道(22)中流动的空气流的方向成约20°-60°的角度。
8.根据权利要求4所述的飞行器机舱的空气入口，其特征在于，所述涡流发生器(38)与管道内流动的热空气流形成一个角度，使得所述第一侧(40)的沿空气流流动方向的上游端比所述第一侧(40)的下游端离机舱的轴更近。
9.一种机舱，其包括有上述任一权利要求所述的空气入口。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |