CN113227556B - 飞行器喷射引擎短舱进气口及其除冰方法 - Google Patents

Abstract

一种用于飞行器的涡轮喷射引擎(1)短舱的进气口(2)的除冰装置，涡轮喷射引擎沿轴线(X)延伸，气流在涡轮喷射引擎中从上游向下游流动，内壁(21)包括多个吹气管道(3)，每个吹气管道(3)包括用于输出基本流(Fe)的多个贯通口(4)以对内壁(21)除冰，基本流由热气源供应，各吹气管道(3)在圆柱形投影平面(P)中彼此平行，每个吹气管道(3)在圆柱形投影平面(P)中具有沿X轴方向延伸的深度P3以及沿Y轴方向延伸的长度L3，两个相邻的吹气管道(3)沿Y轴方向以距离D3间隔开，距离比L3/D3在1与2之间。

Description

飞行器喷射引擎短舱进气口及其除冰方法

技术领域

本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及一种用于飞行器涡轮喷射引擎短舱进气口的除冰装置。

背景技术

以已知的方式，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以允许通过对从涡轮喷射引擎中的上游流动到下游的气流进行加速而推进该飞行器。

参考图1，示出了一涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并且包括风扇101，该风扇安装在外壳102中，并绕轴线X旋转，以便对气流F从上游至下游进行加速。在下文中，术语上游和下游是以气流F的流动方向定义的。涡轮喷射引擎100在其上游端包括进气口200，该进气口包括朝向轴线X的内壁201和与内壁201相对的外壁202，内壁201、外壁202通过也被称为“进气口缘”的前缘203连接。因此，进气口200允许将进入的气流F分离成由内壁201引导的内部气流FINT和由外壁202引导的外部气流FEXT。在下文中，术语内部和外部是以涡轮喷射引擎100的轴线X的径向方向定义的。

以已知的方式，在飞行器的飞行期间，由于温度和压力条件，冰可能在进气口200的前缘203和内壁201上积聚，并形成可能被涡轮喷射引擎100吸入的冰块。为了提高涡轮喷射引擎100的寿命并减少故障，需避免此类吸入。

为消除冰块积聚，参考图1，已知地使热气流FAC在进气口200的内壁201与外壁202之间形成的内腔20中流通。这种热气流通可通过热传导将内壁201加热，使得冰块在累积的过程中融化，从而避免了冰块积聚。鉴于进气口200还可用于实现声学功能并通常在其内壁201上包含蜂窝结构，因此这种热气流FAC的流通仍然很复杂。为此，专利申请FR2912781和专利申请WO2015/071609给出了在蜂窝结构中设置通道以供热气流流通的建议。

顺便提及，还已知一种在内壁和外壁中设置通孔以喷射热气流的除冰装置。这种解决方案由于空气精确喷射时需消耗大量能量且除冰效果不完美而未被保留。

还已知一种进气口的内壁，该进气口的内壁包括均匀地分布在内壁上的贯通口，以便将热气流从内壁径向向外吹送到引擎气流中。实际上，大量贯通口显著增加了热空气消耗，不利于噪音消减处理。对于具有大直径进气口的高旁通比涡轮喷射引擎而言，这尤其成问题。另外，因为多个贯通口沿平行于涡轮喷射引擎的轴线的方向排列，吹气效率不是最佳的，由于压力平衡，使得对于沿平行于轴线X方向排列的两个通孔，在入射气流从上游向下游流动时，加热效率降低。因此，热空气消耗高。此外，位于两个平行贯通口之间的表面没有被充分加热，这影响了除冰质量。本发明的一个目的是使得能够在防止冰积聚的同时经济有效的噪音消减处理。

另外，本发明的另一个目的是提供一种进气口，该进气口具有上述优点，同时制造简单便宜。

发明内容

为此，本发明涉及一种用于飞行器涡轮喷射引擎进气口短舱的除冰装置，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，气流在该涡轮喷射引擎中从上游向下游流动，进气口绕轴线X呈环形，并包括朝向轴线X的内壁和与内壁相对的外壁，内壁和外壁通过前缘和前内壁连接，并形成环形腔，除冰装置包括位于环形腔中的至少一个热气源。

本发明的显著之处在于，内壁包括多个吹气管道，每个吹气管道包括多个贯通口，所述贯通口被配置为输出基本流以对所述内壁除冰，所述基本流由热气源供应，各吹气管道在圆柱形投影平面中彼此平行，所述圆柱形投影平面由涡轮喷射引擎的轴线X和与轴线X成夹角的轴线Y限定，每个吹气管道在圆柱形投影平面中具有沿X轴方向延伸的深度P3以及沿Y轴方向延伸的长度L3，相邻的两个吹气管道沿Y轴方向以距离D3间隔开，距离比L3/D3为1-2。

因此，与将吹气开口以均匀分布的方式布置在内壁表面上的现有技术不同，本发明有利地通过间隔的方式将贯通口线性排布，以减小任何过度覆盖或重叠。有利地，在内壁上从上游流向下游的每一气流都与至少一个吹气管道接触，这确保了有效的除冰。另外，距离比L3/D3减小了任何过度覆盖，这减小了用于吹气的贯通口数量。这使得除冰更加经济，这对于具有大直径进气口的高旁通比涡轮喷射引擎而言是有利的。

优选地，各吹气管道间隔排列并在圆柱形投影平面中相对于X轴方向以倾斜角θ倾斜，该倾斜角为20°-70°。这种倾斜角实现效率与经济性之间的平衡。倾斜角越小，吹气管道的数量越多，除冰越有效。

优选地，每个吹气管道包括至少5个贯通口，优选地包括至少10个贯通口，更优选地包括至少15个贯通口。对于涡轮喷射引擎而言，大量贯通口是最佳的。此外，允许限定与涡轮喷射引擎相关的距离比L3/D3。

优选地，同一吹气管道的相邻的两个贯通口沿X轴方向以第一间距Px间隔开。相邻两个吹气管道的处于同一纵向位置处的相邻的两个贯通口沿Y轴方向根据以下关系以第二间距Py间隔开：Py＝Px*α，其中α是大于2的常数，优选为5，更优选为10。这类间距强调贯通口不是均匀分布的而是线性排列的。

优选地，内壁包括形成于吹气管道间的至少一个重叠区域ZP，该重叠区域ZP包括至少一个上游吹气管道和一个下游吹气管道。因此，重叠使得两个吹气管道可以作用在进气口的相同角部区域上。

根据本发明的一方面，下游吹气管道在重叠区域ZP中不包括任何贯通口。也就是说，仅上游吹气管道在重叠区域ZP中包括贯通口。这使得可以通过气流流动实现下游除冰，同时减小贯通口的数量。

根据本发明的另一方面，各贯通口在上游吹气管道与下游吹气管道之间沿Y轴方向交错设置。因此，有利地避免了同一气流穿过两个不同吹气管道的两个贯通口，因此不影响除冰的性能。

优选地，贯通口的密度沿Y轴方向是恒定的。因此，无论吹气管道是否重叠，相同量的热空气基本上都沿周向被输送。通过沿X轴方向在不同位置设置用于吹气的贯通口，从而实现整体除冰。

优选地，内壁包括至少一个声音衰减结构，该声音衰减结构包括多个声音衰减开口，各声音衰减开口分布在内壁上并位于吹气管道外部。因此，内壁一方面设有用于加热的贯通口，另一方面设有用于声音衰减的开口。借助于本发明，有利地减少了用于吹气的贯通口的数量，从而使得声音衰减端口数量最大化，进而实现吸声性能最大化。

优选地，蜂窝结构一方面界定出声音单元，声音单元各自包括至少一个声音衰减端口，并且另一方面界定出流动通道，流动通道形成吹气管道并包括用于吹气的贯通口。因此，吹气管道呈热空气传导通道的形式，传导通道设有开口以实现吹气。因此，即使在没有贯通口的情况下，吹气管道也使得可以通过导热来加热内壁。

优选地，每个贯通口的横截面的面积大于3mm²，以实现有效吹气。进一步优选地，相邻的两个吹气管道中两个相邻的贯通口沿Y轴方向以限定的距离隔开，所述距离为贯通口直径的1-2.5倍。这防止了在两个连续的贯通口之间存在未加热的内壁。

优选地，每个声音衰减端口的直径小于0.5mm，以允许最佳衰减。

本发明还涉及一种具有如前所述的除冰装置的进气口。本发明还涉及一种包括如前所述的进气口的短舱。本发明还涉及一种包括如前所述的短舱的涡轮喷射引擎。

本发明还涉及一种通过如前所述的除冰装置对飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气口进行除冰的方法，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸，气流在该涡轮喷射引擎中从上游向下游流动，进气口围绕轴线X呈环形，并且包括朝向轴线X的内壁和与内壁相对的外壁，该方法包括以下步骤：通过吹气管道的贯通口输出多个基本流以对内壁进行除冰，所述基本流由所述热气源供应。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来说，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是现有技术的飞行器涡轮喷射引擎和进气口的纵截面示意图；

图2是本发明一个实施例的飞行器涡轮喷射引擎和进气口的纵截面示意图；

图3是根据本发明一个实施例的进气口的正视图；

图4是图3的进气口的特写图；

图5是带有两个不重叠的吹气管道的进气口内壁的圆柱形投影；

图6A是图5中吹气管道的贯通口和声音衰减端口的特写图；

图6B是内壁相对于轴线X的径向截面图；

图7是在吹气管道的重叠区域中的进气口的轴向截面图；

图8是带有两个重叠的吹气管道的进气口内壁的圆柱形投影；

图9是带有两个重叠的吹气管道的进气口内壁的圆柱形投影，其中一个吹气管道在重叠区域中不包括贯通口；

图10是带有两个重叠的吹气管道进气口内壁的另一实施例的投影图，在重叠区域中，吹气管道的各贯通口在吹气管道之间交错设置；

图11是根据本发明另一实施例的进气口的正视图，该进气口包括两组具有不同倾斜角的吹气管道；

图12是图11的进气口的特写图。

具体实施方式

参考图2，示出了涡轮喷射引擎1，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并包括风扇11，该风扇安装在外壳12中并绕轴线X旋转，以便对气流F从上游流到下游进行加速。下文中，术语上游和下游是就气流F的流动方向来定义的。涡轮喷射引擎1在其上游端包括进气口2，该进气口2包括朝向轴线X的内壁21和与内壁21相对的外壁22，内壁21、外壁22通过本领域技术人员已知的以“缘”命名的前缘23连接。进气口2还包括前内壁25，以便界定出本领域技术人员称为“D-导管”的环形腔24。

因此，进气口2允许进入的气流F被分成由内壁21引导的内部气流F_INT和由外壁22引导的外部气流F_EXT。

在下文中，术语内部和外部是以涡轮喷射引擎1的轴线X的径向方向定义的。

以已知的方式，在飞行器的飞行期间，由于温度和压力条件，冰可能积聚在进气口2的内壁21和前缘23处，并且形成可能被涡轮喷射引擎1吸入的冰块。为了提高涡轮喷射引擎的寿命并减少故障，必须避免这此类吸入。

参考图2，进气口2包括安装在环形腔24中的热气源9。热气源9优选地为来自涡轮喷射引擎1的热空气供应源，该热气源可以是小型管道或由喷嘴生成的称为“旋流”的环形气流，以便提供约250℃的加压热气流。这种热气源9是现有技术中已知的，将不再详细阐述。

为了实现最佳除冰，如图3和图4中所示，内壁21包括多个吹气管道3，每个吹气管道3包括多个贯通口4，该多个贯通口被配置为分别输出由热气源9供应的基本流Fe，以对所述内壁21进行除冰。

这类基本流Fe是有利的，因为它们一方面可以吹散直接积聚在贯通口4上的冰粒，另一方面可以在基本流Fe从贯通口4被喷射出之后使基本流Fe流动而加热内壁21。

特别地，基本流Fe可以加热内壁21中位于喷射基本流Fe的贯通口4的下游的那部分。实际上，在涡轮喷射引擎1中流动的内部气流F_INT沿X轴方向向下游驱动每个基本流Fe，称为气流路径。有利地，基本流Fe可以在基本流Fe向下游流动时将热量分布至内壁21，从而避免了任何冰积聚。因此，即使贯通口4很少，除冰也是全面的。

优选地，内壁21可包括位于吹气管道3外部的声音处理区域。声音处理区域优选地包括如图6B中所示的降噪蜂窝结构50。以已知的方式，蜂窝结构50具有彼此间隔开的内表面Pint和外表面Pext，从而形成多个单元，尤其是亥姆霍兹型单元。蜂窝结构50的内表面Pint以已知的方式位于进气口2的内壁21上。

优选地，内壁21，即蜂窝结构50的内表面Pint，包括多个声音衰减端口5，从而允许声波进入蜂窝结构50的各单元以对声波实现衰减。参考图6A，示出了带有用于吹气的贯通口4和用于声音衰减的通孔5的内壁21。优选地，如图6B中所示，各单元是单孔的，即仅具有一个端口5，以便实现最佳声音衰减。优选地，吹气管道3呈形成在蜂窝结构50中的通道51的形式，这些通道可以引导热空气并且经由贯通口4输出基本流Fe。因此，既可以通过吹气进行除冰，也可以通过热传导进行除冰。

因此，声音衰减端口5具有与用于吹气的贯通口4不同的功能。这种功能上的差异进一步反映在结构差异上。与贯通口4(稍后阐述)相比，声音衰减端口5的直径更小，优选地小于0.5mm。

优选地，各声音衰减端口5分布内壁21上并位于贯通口4外部，以实现声音处理性能最大化。

为了提高除冰性能，优选的是增加贯通口4的尺寸和数量。然而，贯通口4的尺寸和数量越大，声音衰减端口5的数量就越少，声音处理性能就越低。此外，热空气消耗也增加，这有损涡轮喷射引擎1的性能。因此，贯通口4的设置是平衡的结果，这将在下文中进行阐述。

如图2至图4中示意性所示，进气口2的内壁21不是圆柱形的，也就是其距X轴方向的径向距离相同，但会由于空气动力学的原因而弯曲。另外，为了清楚和简洁起见，内壁21将在圆柱形投影平面P中示出，也就是内壁21距X轴方向的径向距离相同，以定义吹气管道3的几何特性。

参考图5，圆柱形投影平面P被限定在正交参考系中，其中轴线X为涡轮喷射引擎1的轴线，轴线Y对应于角开口并在-180°至+180°的范围内波动。

根据本发明，参考图5，各吹气管道3在圆柱形投影平面P中彼此平行。各吹气管道3间隔排列并相对于圆柱形投影平面P中的X轴方向以倾斜角θ倾斜，倾斜角θ为20°-70°之间。因此，如图5中所示，由于倾斜角θ，在基本流Fe沿X轴方向向下游流动的过程中，来自贯通口4的基本流Fe不会在另一个贯通口4之上流动。这有利地避免了由于在距X轴方向相同径向距离处的多次吹气引起的重叠而造成效率损失。由于对位于贯通口4下游的内壁21的所有部分进行加热，基本流Fe的加热效率得以提高。如稍后所述，即使贯通口4彼此不同，基本流Fe也使得既可通过对流也可通过传导来加热内壁21，从而避免出现任何冰积聚现象。

倾斜角θ是除冰效率与声音衰减4效率之间平衡的结果。介于35°与55°之间的倾斜角θ确保了最佳平衡。

下文中，参考图5，每个吹气管道沿X轴方向延伸的深度为P3，并且沿轴线延伸的长度为L3。

优选地，深度P3对应于进气口2的内壁21的总深度。长度L3可以通过以下三角公式从深度P3和倾斜角θ得出：cosθ＝P3/L3

优选地，参考图5，为了确保内壁21的均匀除冰，两个相邻的吹气管道3沿Y轴方向以限定的相同间隔距离D3间隔开。

优选地，每个吹气管道3具有至少5个贯通口4，优选地具有至少10个贯通口4，更优选地具有至少15个贯通口4。大量贯通口4使得可以精确地限定距离比L3/D3，该距离比L3/D3与每个管道的少量贯通口4，如2个或3个，不相关。

此外，大量贯通口4实现了涡轮喷射引擎的最佳除冰，特别是风扇直径在1000mm至3000mm之间的情况下。优选地，深度P3在120mm至350mm的范围内波动。

根据本发明，距离比L3/D3在1与2之间，优选地在1与1.5之间，以便在实现进气口均匀除冰的同时限制吹气管道3沿Y方向的重叠，以便避免贯通口4沿X轴方向排列，有损除冰性能。

图5示出了呈直线的吹气管道3，但是不言而喻，它们可以是弯曲的。

参考图6A，以放大的方式示出了吹气管道3。优选地，每个吹气管道3具有多个贯通口4。优选地，每个贯通口4输出热空气基本流Fe，该热空气基本流Fe由于内部气流F_INT而向下游流动。实际上，每个基本流Fe可以通过对流和传导对贯通口4下游的内壁的基本部分Pe进行加热，并且该基本部分是到贯通口4的距离的函数。

优选地，每个贯通口4的横截面积s1大于3mm²，以便最佳地除冰。优选地，横截面积s1在3mm²与6mm²之间，以确保在最佳除冰和有限热空气消耗之间的平衡。

优选地，两个相邻的贯通口4沿Y轴方向以相同距离d2间隔开，吹气管道中两个相邻的贯通口沿Y轴方向以限定的距离隔开，所述距离为贯通口直径的1至2.5倍。沿Y轴方向的贯通口4的密度在25％和50％之间，以确保除冰性能与声音衰减之间的平衡。优选地，贯通口4的密度沿Y轴方向基本恒定。所谓基本恒定，是指相对于平均密度小于10％的局部变化。

参考图6A，同一吹气管道3的相邻的两个贯通口4沿X轴方向以第一间距Px间隔开。相邻的两个吹气管道3中处于同一纵向位置处的两个相邻的贯通口4根据以下关系沿Y轴方向以第二间距Py间隔开：Py＝Px*α，α是大于2的常数，优选大于5，更优选大于10。在该示例中，第二间距Py对应于距离D3。

实际上，如图5中所示，贯通口4是不规则分布的，这与旨在以规则且均匀分布的现有技术相反。

以下参考图7，每个贯通口4包括发射轴Ds，该发射轴基本上沿法线轴D_N向贯通口4所在的内壁21延伸。优选地，发射轴Ds在下游相对于法线轴D_N呈吹气角σ倾斜。优选地，当吹气角σ在0°至30°之间时，除冰性能更好。

在该示例性实施例中，示意性地示出了矩形贯通口4，但不言而喻的是，其他形状，特别是狭槽、圆形开口或任何其他标准的开口也是合适的。

如前所述，每个贯通口4的通道横截面的面积大于或等于3mm²，以提供有效的基本流Fe。这种贯通口4有利地与直径小于0.5mm的声音衰减端口5区分开来。

根据本发明一个方面，参考图8至图10，间隔距离D3小于长度L3，这使得吹气管道3沿Y轴方向重叠，即将吹气管道3沿X轴方向投影到轴线Y上时重叠。优选地，L3/D3比小于2，优选为1.5，以避免形成过度除冰角部及对经过声音处理的表面造成损伤。随后，定义出了重叠区域ZP，重叠区域ZP的长度ZP3等于L3-D3。如图8至图10中所示，重叠区域ZP根据定义包括上游吹气管道3A的至少一部分和下游吹气管道3B的至少一部分。

在该第一示例中，参考图8，每个吹气管道3A包括贯通口4A，每个吹气通道3B包括贯通口4B。优选地，重叠区域ZP的长度ZP3是缩减的，从而不会存在各贯通口4沿X轴方向排布而损害性能。这种实施例使得可以通过大量增加基本流Fe来使除冰性能最大化。因此，在该实施例中，贯通口4的密度在重叠区域ZP中更大。

根据替代实施例，参考图9，仅重叠区域ZP中的上游吹气管道3A的那部分具有贯通口4A，重叠区域ZP中的下游吹气管道3B的那部分不具有贯通口。因此，仅上游吹气管道3A参与对重叠区域ZP除冰，这减小了用于除冰的热空气的消耗。因此，在该实施例中，贯通口4的密度在重叠区域ZP的内部和外部都是恒定的。

根据另一替代实施例，参考图10，重叠区域ZP的吹气管道3A包括贯通口4A，吹气管道3B包括贯通口4B。然而，贯通口4A、4B沿Y轴方向交错设置，以便使贯通口4的密度在重叠区域ZP的内部和外部都保持恒定。因此，使除冰性能最佳化，并且除冰由上游吹气管道3A和下游吹气管道3B共同完成。

优选地，重叠区域ZP包括不超过两个吹气管道3，以确保最大化的声音衰减。

先前已参考图5阐述了内壁21，该内壁包括在圆柱形投影平面P中彼此平行并间隔分布的多个吹气管道3，并且每个吹气管道3相对于圆柱形投影平面P中的X轴方向以倾斜角θ倾斜。

在本发明的另一个实施例中，参考图11和图12，内壁21包括多个第一吹气管道3-1和多个第二吹气管道3-2，每个第一吹气管道3-1包括贯通口4-1，每个第二吹气管道3-2包括贯通口4-2。优选地，各第一吹气管道3-1间隔排布并彼此平行，且相对于圆柱形投影平面P中的X轴方向以第一倾斜角θ-1倾斜，各第二吹气管道3-2间隔排布并彼此平行，且相对于圆柱形投影平面P中的X轴方向以第二倾斜角θ-2倾斜。

在该示例性实施例中，第一倾斜角θ-1和第二倾斜角θ-2不同，以提供不同方式的除冰。使用两种多个吹气管道3-1、3-2，以实现来自不同多个吹气管道3-1、3-2的基本流Fe之间的协同除冰。不言而喻，内壁21可以包括多于两个的吹气管道3-1、3-2。

在操作中，热气源9输送至吹气管道3，使得当热气流流过蜂窝结构50的传导通道51(吹气管道3具有这种形状)时通过传导对内壁21进行加热。此外，热气源9输送至吹气管道3的贯通口4，以实现传导加热。由于吹气管道3围绕内壁21的周边分布，因此可均匀地进行除冰。吹气管道3的倾斜以及吹气管道3之间的适当间隔避免大量贯通口4沿X轴方向排列，这种排列将有损除冰性能。因此，每个贯通口4输出热空气基本流Fe，该热空气基本流由涡轮喷射引擎1的内部气流F_INT沿X轴方向引导，以便通过对流和传导对位于贯通口4下游的内壁的那部分进行除冰。

因此，每一气流干扰至少一个吹气管道3，这样即使减少了吹气管道3的数量，也可实现最佳除冰。与现有技术教导的均匀加热不同，仅一些局部吹气管道3能够整体除冰。吹气管道3的间隔是有利的，因为它使得可以将任何积聚的冰液化，同时不会使其在下游流动时再变成冰。

Claims (12)

1.一种飞行器的涡轮喷射引擎(1)短舱的进气口(2)，所述涡轮喷射引擎(1)包括除冰装置，所述涡轮喷射引擎(1)沿轴线X延伸，气流(F)在所述涡轮喷射引擎中从上游向下游流动，所述进气口(2)围绕轴线X呈环形并包括朝向轴线X的内壁(21)和与所述内壁(21)相对的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)和前内壁(25)连接，以形成环形腔(24)，所述除冰装置在所述环形腔(24)中包括至少一个热气源(9)，其特征在于：所述内壁(21)包括多个吹气管道(3)，所述内壁(21)包括至少一个声音衰减结构，所述声音衰减结构包括多个声音衰减端口(5)，各声音衰减端口(5)分布在所述内壁(21)上并位于所述吹气管道(3)的外部，每个吹气管道(3)包括多个贯通口(4)，所述贯通口被配置为输出基本流(Fe)以对所述内壁(21)除冰，所述基本流(Fe)由所述热气源(9)供应，各吹气管道(3)在圆柱形投影平面(P)中彼此平行，所述圆柱形投影平面(P)由涡轮喷射引擎的轴线X和相对于轴线X成夹角的轴线Y限定，每个吹气管道(3)在所述圆柱形投影平面(P)中具有沿X轴方向延伸的深度P3以及沿Y轴方向延伸的长度L3，两个相邻的吹气管道(3)沿Y轴方向以距离D3间隔开，距离比L3/D3在1与2之间。

2.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，各吹气管道(3)间隔排列并在所述圆柱形投影平面(P)中相对于X轴方向以倾斜角(θ)倾斜，所述倾斜角(θ)为20°-70°。

3.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，所述内壁(21)包括形成于吹气管道(3)间的至少一个重叠区域ZP，所述重叠区域ZP包括至少一个上游吹气管道(3A)和下游吹气管道(3B)。

4.根据权利要求3所述的进气口，其特征是，所述下游吹气管道(3B)在所述重叠区域ZP中没有贯通口(4)。

5.根据权利要求3所述的进气口，其特征是，在所述重叠区域ZP中，各贯通口(4)在所述上游吹气管道(3A)与所述下游吹气管道(3B)之间沿Y轴方向交错设置。

6.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，所述贯通口(4)的密度沿Y轴方向是恒定的。

7.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，蜂窝状结构(50)界定出声音单元和流动通道(51)，所述声音单元包括至少一个声音衰减端口(5)，所述流动通道(51)被配置为形成所述吹气管道(3)，所述吹气管道(3)设有用于吹气的所述贯通口(4)。

8.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，每个贯通口(4)的横截面的面积大于3mm²。

9.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，每个声音衰减端口(5)的直径小于0.5mm。

10.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，各贯通口(4)在所述圆柱形投影平面(P)中沿X轴方向和沿Y轴方向不规则地分布。

11.根据权利要求1所述的进气口，其特征是，每个吹气管道(3)中包括至少5个贯通口(4)。

12.一种用于对权利要求1至11中任一项所述的飞行器的涡轮喷射引擎(1)短舱的进气口(2)进行除冰的方法，所述涡轮喷射引擎(1)沿轴线X延伸，气流(F)在所述涡轮喷射引擎(1)中从上游向下游流动，所述进气口(2)围绕轴线X呈环形并包括朝向轴线X的内壁(21)和与所述内壁(21)相对的外壁(22)，其特征是，所述方法包括以下步骤：通过所述吹气管道(3)的所述贯通口(4)输出多个基本流(Fe)以对所述内壁(21)进行除冰，所述基本流(Fe)由所述热气源(9)供应。