FR2637251A1

FR2637251A1 - Anti-icing device for the intake cowl of an aircraft engine

Info

Publication number: FR2637251A1
Application number: FR8912658A
Authority: FR
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1989-09-27
Filing date: 1989-09-27
Publication date: 1990-04-06

Abstract

The invention relates to a device for preventing and removing the accumulation of ice on the leading edges of an intake cowl 14 of an aircraft gas turbine engine. Air at high pressure and at high temperature, preferably originating from an orifice formed in the compressor of the engine, is supplied to an annular duct situated within an annular chamber 20 formed at the leading edges of the cowling. A multitude of air ejection nozzles 26 are spaced out around the air duct and serve to direct the anti-icing air, at a supersonic speed, towards the front inner surface 18 of the cowling and to create a mass of turbulant within the annular chamber. Application to aircraft gas turbine engines.

Description

La présente invention concerne les moteurs à turbine à gaz pour avion qui utilisent un capot d'admission d'air afin de diriger l'écoulement d'air dans le moteur principal et plus particulièrement un dispositif permettant de prévenir et d'éliminer l'accumulation de glace sur le capot d'admission d'un moteur à turbine à gaz d'avion. The present invention relates to aircraft gas turbine engines which use an air intake hood to direct the flow of air into the main engine and more particularly a device for preventing and eliminating the accumulation ice on the intake hood of an aircraft gas turbine engine.

La formation de glace sur les bords avant des entrées d'un moteur d'avion peut se produire lors du vol lorsque l'avion traverse des nuages contenant des gouttelettes d'eau superrefroidies ou lors du fonctionnement au sol par temps peu clément. La protection contre la formation de la glace est indispensable car son amoncellement près de l'entrée du moteur peut gêner la libre circulation de l'air pénétrant dans le moteur et l'entourant, d'où un effet néfaste sur les performances du moteur. De plus, les aubes des turbines ou autres composants interne s du moteur peuvent être endommagés par les morceaux de glace se détachant du bord avant de l'entrée d'air et pénétrant dans le courant d'air d'admission. Ice formation on the leading edges of aircraft engine inputs can occur during flight when the aircraft crosses clouds containing super-cooled water droplets or when operating on the ground in inclement weather. Protection against ice formation is essential because its accumulation near the engine inlet can hinder the free circulation of air entering and surrounding the engine, which has a detrimental effect on engine performance. In addition, the blades of turbines or other internal components of the engine can be damaged by pieces of ice coming off the front edge of the air inlet and entering the intake air stream.

Dans un système anti-givre typique d'un capot d'entrée, de l'air chaud est introduit dans une chambre située à l'intérieur du bord avant du capot. Ce système maintient la surface intérieure du capot au-dessus de la température de gel et évite la formation de glace qui pourrait affecter les performances du moteur. L'air consommé par ce système anti givre s'échappe souvent à l'extérieur sans qu'il y ait un emploi complet de l'énergie thermique qu'il renferme, d'où le gaspillage de l'énergie extraite pendant le cycle de propulsion du moteur. In an anti-icing system typical of an inlet hood, hot air is introduced into a chamber located inside the front edge of the hood. This system keeps the interior surface of the hood above freezing temperature and prevents the formation of ice which could affect engine performance. The air consumed by this anti-frost system often escapes to the outside without there being a complete use of the thermal energy it contains, hence the wastage of the energy extracted during the engine propulsion.

Le moteur à hélice non-carénée de la société dite
General Electric Company fonctionne avec des aubages tournant tant à l'intérieur qu'à l'extérieur du capot d'entrée et par conséquent nécessite un anti-givrage de la surface extérieure du capot en plus .de celui de la surface intérieure car l'accumulation de glace sur la surface extérieure peut gêner l'écoulement d'air dans l'aubage,extérieur ou provoquer son détachement et son impact sur l'aubage. L'expulsion vers l'extérieur de l'air anti-givre consommé peut également avoir un effet néfaste sur les structures en aval ou les performan-.The non-faired propeller motor of the so-called company
General Electric Company operates with blades rotating both inside and outside of the inlet cover and therefore requires anti-icing of the outside surface of the cover in addition to that of the inside surface because the accumulation of ice on the outside surface can hinder the flow of air in the outside, or cause its detachment and its impact on the air. The expulsion to the outside of the anti-icing air consumed can also have a harmful effect on downstream structures or performance.

ces du moteur.these from the engine.

La présente invention a pour objet principal un dispositif anti-givre pour capot d'entrée d'un moteur à turbine. à gaz d'avion, qui ne soit pas victime des inconvénients précédents. The main object of the present invention is an anti-icing device for the inlet cowl of a turbine engine. gas, which is not a victim of the above drawbacks.

La présente invention a pour objet supplémentaire un dispositif anti-givre perfectionné qui prévient et élimine l'accumulation de glace tant sur la surface intérieure que sur la surface extérieure du capot du nez d'un moteur d'avion. The present invention further relates to an improved anti-icing device which prevents and eliminates the accumulation of ice both on the inner surface and on the outer surface of the nose cover of an aircraft engine.

La présente invention a encore pour objet un dispositif anti-givre perfectionné pour moteur à turbine à gaz d'avion, comportant un moyen perfectionné pour procéder à l'échappement de l'air consommédu dispositif anti-givre. The present invention also relates to an improved anti-icing device for an aircraft gas turbine engine, comprising improved means for exhausting the air consumed from the anti-icing device.

La présente invention a aussi pour objet un dispositif anti-givre perfectionné pour moteur à turbine à gaz d'avion qui utilise d'une manière plus efficace l'énergie thermique extraite du cycle de propulsion du moteur afin de prévenir et d'éliminer l'accumulation de glace sur les bords avant du capot d'entrée. The present invention also relates to an improved anti-icing device for an airplane gas turbine engine which uses thermal energy extracted from the propulsion cycle of the engine more efficiently in order to prevent and eliminate the accumulation of ice on the front edges of the inlet cover.

Selon la présente invention, on propose un dispositif pour prévenir et éliminer l'accumulation de glace sur les surfaces intérieure et extérieure du capot d'entrée d'un moteur à turbine à gaz d'avion. Une chambre annulaire est ménagée dans le capot d'entrée, les parois intérieures avant et extérieures avant du capot constituant celles de la chambre. A l'intérieur de la chambre se trouve une conduite annulaire d'air qui, pendant le fonctionnement du moteur, est alimentée avec de l'air à haute pression, à température élevée, de préférence à partir d'un orifice ménagé dans le compresseur du moteur. Des tuyères d'éjection d'air sont espacées les unes des autres autour de la conduite d'air et servent à diriger de l'air anti-givre à une vitesse supersonique vers la surface intérieure avant du capot d'entrée. According to the present invention, a device is proposed for preventing and eliminating the accumulation of ice on the interior and exterior surfaces of the inlet hood of an aircraft gas turbine engine. An annular chamber is provided in the inlet cover, the front interior and front exterior walls of the cover constituting those of the chamber. Inside the chamber is an annular air duct which, during the operation of the engine, is supplied with high pressure air, at high temperature, preferably from an orifice provided in the compressor. of the motor. Air exhaust nozzles are spaced from each other around the air line and are used to direct anti-icing air at supersonic speed to the front interior surface of the inlet hood.

Dans un autre mode de réalisation de l'invention, les tuyères sont inclinées de. manière à créer une masse tourbillonnante anti-givre qui frotte toutes les surfaces de la chambre. On prévoit également un moyen perfectionné pour faire sortir de la chambre l'air anti-givre consommé par l'intermédiaire d'une multitude de petits évents situés dans la surface intérieure du capot pour qu'il entre dans le cylindre intérieur de l'entrée du moteur. In another embodiment of the invention, the nozzles are inclined by. so as to create a swirling anti-frost mass which rubs all the surfaces of the chamber. An improved means is also provided for removing from the chamber the anti-frost air consumed by means of a multitude of small vents located in the interior surface of the hood so that it enters the interior cylinder of the inlet. of the motor.

La suite de la description se réfère aux figures annexées qui représentent respectivement
Figure 1, une vue en perspective de la partie antérieure d'un moteur à turbine à gaz d'avion, partiellement en crevé afin de faire ressortir le dispositif de la présente invention
figure 2, une vue en coupe axiale du capot d'entrée du moteur à turbine à gaz de la figure 1,
figure 3, une section avant du capot d'entrée du moteur à turbine à gaz de la figure 1,
figure 4, un détail en coupe de l'une des tuyères d'éjection d'air représentées en figure 3, et
figure 5, un détail en coupe d'une variante de réalisation de la tuyère d'éjection d'air représentée en figure 4.The following description refers to the appended figures which respectively represent
Figure 1, a perspective view of the front part of an airplane gas turbine engine, partially punctured in order to bring out the device of the present invention
FIG. 2, a view in axial section of the inlet hood of the gas turbine engine of FIG. 1,
FIG. 3, a front section of the inlet hood of the gas turbine engine of FIG. 1,
FIG. 4, a detail in section of one of the air ejection nozzles represented in FIG. 3, and
FIG. 5, a detail in section of an alternative embodiment of the air ejection nozzle shown in FIG. 4.

Dans les dessins, la figure 1 est une vue en perspective de la section d'entrée d'un moteur à turbine à gaz, en partie en crevé pour faire ressortir le dispositif de la présente invention. La partie antérieure du moteur comprend un ensemble 10 à ailettes de guidage de l'admission et un cône de nez 12 enfermé dans un capot d'entrée 14 généralement tubulaire, s'étendant axialement et ayant une paroi extérieure 16 et une paroi intérieure 18. La paroi intérieure 18 forme une conduite d'entrée qui dirige l'air d'admission du moteur par l'intermédiaire de l'ensemble 10 pour qu'il entre dans le compresseur (non représenté) du moteur. In the drawings, Fig. 1 is a perspective view of the inlet section of a gas turbine engine, partly in a puncture to bring out the device of the present invention. The front part of the engine comprises an assembly 10 with inlet guide vanes and a nose cone 12 enclosed in a generally tubular inlet cowl 14, extending axially and having an outer wall 16 and an inner wall 18. The inner wall 18 forms an inlet pipe which directs the intake air of the engine through the assembly 10 so that it enters the compressor (not shown) of the engine.

En vol ou pendant le fonctionnement au sol lors de la présence de givre, la glace à tendance à se former sur les surfaces avant des parois 16 et 18. La glace change la géométrie de la surface d'entrée entre le capot 14 et le cône 12 du nez, d'où un effet néfaste sur la quantité nécessaire et le trajet d'écoulement de l'air d'admission. De plus, des morceaux de glace peuvent se détacher et provoquer l'endommagement des composants internes ou externes situés en aval du moteur. In flight or during ground operation during the presence of frost, the ice tends to form on the front surfaces of the walls 16 and 18. The ice changes the geometry of the entry surface between the cover 14 and the cone 12 of the nose, hence a detrimental effect on the quantity required and the flow path of the intake air. In addition, pieces of ice can come off and cause damage to internal or external components located downstream of the engine.

Pour éviter la formation de glace le long des surfaces avant du capot 14, une chambre annulaire 20 est formée entre les surfaces avant des parois 16 et 18. Un anneau structurel ou cloison 22 joignant les parois 1.6 et 18 forme la paroi arrière de la chambre 20. Dans la chambre 20 est incluse une conduite annulaire d'air 24 comportant une multitude de tuyères 26 d'éjection de l'air. To avoid the formation of ice along the front surfaces of the cover 14, an annular chamber 20 is formed between the front surfaces of the walls 16 and 18. A structural ring or partition 22 joining the walls 1.6 and 18 forms the rear wall of the chamber 20. In the chamber 20 is included an annular air duct 24 comprising a multitude of air ejection nozzles 26.

Pendant la marche, la conduite d'air 24 est alimentée avec de l'air à haute température et pression élevée, à partir d'un orifice ménagé dans le compresseur (non représenté) du moteur par l'intermédiaire d'un moyen de -conduite 28. En variante, les gaz d'échappement chauds prélevés à l'échappement du moteur pourraient être fournis à la conduite d'air 24. L'air anti-givre chauffé est ensuite injecté dans la chambre 20 par les tuyères 26 de manière à chauffer les surfaces avant des parois 16 et 18. Une multitude d'évents 30 sont pratiqués dans la paroi intérieure 18 à l'arrière de la chambre 20 pour permettre l'échappement de l'air anti-givre consommé afin qu'il quitte la chambre 20 et entre dans le courant d'air d'admission du moteur. During operation, the air line 24 is supplied with air at high temperature and high pressure, from an orifice provided in the compressor (not shown) of the engine by means of - line 28. As a variant, the hot exhaust gases taken from the engine exhaust could be supplied to the air line 24. The heated anti-frost air is then injected into the chamber 20 through the nozzles 26 so to heat the front surfaces of the walls 16 and 18. A multitude of vents 30 are formed in the interior wall 18 at the rear of the chamber 20 to allow the exhaust of the anti-frost air consumed so that it leaves chamber 20 and enters the intake air flow of the engine.

La figure 2 est une vue en coupe axiale du capot d'entrée du moteur à turbine à gaz de la figure 1, représentant en coupe la chambre 20 et la conduite d'air 24. FIG. 2 is a view in axial section of the inlet cowl of the gas turbine engine of FIG. 1, showing in section the chamber 20 and the air duct 24.

L'air anti-givre entre dans la conduite 24 qui est située à la zone arrière la plus à l'extérieur dans la chambre 20 en passant par un orifice 34 ménagé dans la cloison 22 et est injecté à une vitesse supersonique en traversant les tuyères 26 d'éjection d'air pour entrer dans la chambre 20. Les tuyères 26 sont conçues pour fournir un chauffage préférentiel de la paroi intérieure du capot en dirigeant l'écoule- ment d'air vers la surface intérieure avant de la paroi 18 comme cela - est indiqué par la flèche 32. La chaleur est transmise directement au bord avant de la paroi intérieure 18 par impact de l'air .anti-givre. L'air anti-givre consommé sort de la chambre 20 en passant par les évents 30 situés autour de la surface intérieure du capot.Les évents dirigent l'air d'échappement le long de la surface de la paroi intérieure 18, empechant toute perturbation importante du courant d'air d'admission du moteur et évitant le givrage sur les bords avant du capot de l'eau de reflux. L'air d'échappement entrera dans le moteur et constituera une partie de l'écoulement d'air du moteur.The anti-frost air enters the line 24 which is located at the outermost rear zone in the chamber 20 via an orifice 34 formed in the partition 22 and is injected at supersonic speed by passing through the nozzles 26 for ejecting air to enter the chamber 20. The nozzles 26 are designed to provide preferential heating of the interior wall of the hood by directing the flow of air towards the interior front surface of the wall 18 as this - is indicated by arrow 32. The heat is transmitted directly to the front edge of the inner wall 18 by impact of the anti-frost air. The anti-frost air consumed leaves the chamber 20 via the vents 30 located around the interior surface of the cover. The vents direct the exhaust air along the surface of the interior wall 18, preventing any disturbance significant intake air flow from the engine and preventing icing on the front edges of the reflux water cover. Exhaust air will enter the engine and form part of the engine air flow.

La figure 3 est une vue en coupe de l'avant du capot d'entrée du moteur à turbine à gaz de la figure 1. On a représenté dans cette figure la partie supérieure de la chambre annulaire 20 et la conduite annulaire d'air 24. Comme on peut le voir, les tuyères 26 d'éjection d'air dirigent les courants d'air vers la paroi intérieure 18 mais également suivant un certain angle par rapport à une ligne radiale tracée jusqu'à l'axe du moteur de manière à provoquer un effet de tourbillonnement à haute vitesse autour de la chambre annulaire 20 avec des passages multiples de l'air anti-givre et un effet vigoureux du frottement de l'air. Les directions de ces courants d'air sortant des tuyères d'éjection sont représentées par les flèches 36. Un exemple de courant d'air est représenté par la flèche 38.Les tuyères 36 sont placées de manière à produire une interférence minimale avec la masse de l'air tourbillonnant. Figure 3 is a sectional view of the front of the inlet cover of the gas turbine engine of Figure 1. This figure shows the upper part of the annular chamber 20 and the annular air duct 24 As can be seen, the air ejection nozzles 26 direct the air currents towards the interior wall 18 but also at a certain angle relative to a radial line drawn up to the axis of the engine so causing a swirling effect at high speed around the annular chamber 20 with multiple passages of the anti-frost air and a vigorous effect of the friction of the air. The directions of these air currents leaving the ejection nozzles are represented by the arrows 36. An example of an air current is represented by the arrow 38. The nozzles 36 are placed so as to produce minimal interference with the mass swirling air.

Ainsi, on propose deux procédés pour la transmission de la chaleur entre l'air anti-givre et les surfaces du capot d'entrée, l'impact d'air et le frottement de l'air. Le dispositif d'injection d'air provoque un chauffage préférentiel de la paroi intérieure du capot, donne le chauffage désiré pour la paroi extérieure du capot, et crée un effet de tourbillonnement autour de la chambre 20 avec les passages multiples de l'air anti-givre pour le transfert de la chaleur aux surfaces de la chambre avant l'échappement de l'air. Thus, two methods are proposed for the transmission of heat between the anti-frost air and the surfaces of the inlet cover, the impact of air and the friction of the air. The air injection device causes preferential heating of the interior wall of the hood, gives the desired heating for the exterior wall of the hood, and creates a swirling effect around the chamber 20 with the multiple passages of the anti air - frost for the transfer of heat to the surfaces of the chamber before the air escapes.

Les évents d'échappement 30 sont placés par groupes autour de la paroi intérieure du capot de sorte que l'air chaud s'écoulant vers l'arrière ne rencontrera pas l'équipe- ment en aval, par exemple des capteurs de la température d'admission, et n'en perturbera pas le fonctionnement. La surface totale des évents d'échappement est limitée de manière à maintenir une pression appropriée à l'intérieur de la chambre 20. The exhaust vents 30 are placed in groups around the inner wall of the hood so that the hot air flowing backwards will not meet the equipment downstream, for example temperature sensors d admission, and will not disrupt its operation. The total area of the exhaust vents is limited so as to maintain an appropriate pressure inside the chamber 20.

la figure 4 est une vue détaillée en coupe de l'une des tuyères d'éjection d'air représentées en figure 3. On voit que le canal traversant la tuyère est divergent, ayant une surface en coupe plus grande au droit de l'échappement 40 de la tuyère qu'à son admission 42. La tuyère divergente, permettant une dilatation contrôlée de l'air anti-givre alors qu'il traverse la conduite 24 pour entrer dans la chambre 20, a pour effet de rendre supersonique la vitesse de l'écoule ment d'air. En se dilatant, l'écoulement d'air à vitesse supersonique augmente le contact entre l'air anti-givre à haute température et les surfaces du capot, accroissant le transfert de chaleur vers les surfaces du capot.Il y a également augmentation du transfert de chaleur sous l'effet du frottement de l'air car la vitesse de la masse de l'air tourbillonnant et la vigueur de l'action de frottement sont rendues plus grandes par l'augmentation de la vitesse de l'écoulement d'air. Figure 4 is a detailed sectional view of one of the air ejection nozzles shown in Figure 3. We see that the channel through the nozzle is divergent, having a larger sectional area in line with the exhaust 40 of the nozzle that upon its admission 42. The divergent nozzle, allowing controlled expansion of the anti-frost air as it passes through the pipe 24 to enter the chamber 20, has the effect of making the speed of supersonic the air flow. As it expands, the air flow at supersonic speed increases the contact between the high temperature anti-icing air and the hood surfaces, increasing heat transfer to the hood surfaces. of heat under the effect of the friction of the air because the speed of the mass of the swirling air and the force of the friction action are made greater by the increase in the speed of the air flow .

la figure 5 est une vue détaillée en coupe d'une variante de réalisation de la tuyère d'éjection d'air représentée en figure 4. On voit que la tuyère est un trou de diamètre uniforme 44 pratiqué dans la paroi de la conduite d'air 24. Le trou 44 sert à diriger un courant d'air à vitesse non supersonique vers la paroi intérieure du capot et aussi à créer. une masse d'air tourbillonnant à l'intérieur de la chambre annulaire 20. Figure 5 is a detailed sectional view of an alternative embodiment of the air ejection nozzle shown in Figure 4. It is seen that the nozzle is a hole of uniform diameter 44 formed in the wall of the pipe air 24. The hole 44 is used to direct a stream of air at non-supersonic speed towards the interior wall of the cover and also to create. a mass of air swirling inside the annular chamber 20.

La discussion précédente et les dessins annexés décrivent un dispositif perfectionné anti-givre pour le capot d'entrée d'un moteur d'avion. Ce .dispositif perfectionné fournit un chauffage efficace tant de la surface intérieure que de la surface extérieure du capot, un chauffage préférentiel étant fourni aux bords avant de la surface intérieure du capot, zone où l'accumulation de glace est des plus dangereuses. La chaleur est transférée de l'air anti-givre aux surfaces avant du capot d'entrée par impact de l'air et sous l'effet du frottement de l'air. De plus, l'air anti-givre consommé s'échappe en longeant la paroi intérieure du capot pour entrer dans le courant d'air d'admission du moteur, évitant le nouveau gel de l'eau de reflux du capot.Le tourbillonnement de l'air anti-givre autour de la chambre annulaire pendant de nombreuses révolutions avant l'échappement de l'air et l'échappement de l'air dans la conduite d'admission le long de la paroi intérieure du capot fournissent de meilleures opportunités pour le transfert de la chaleur à partir de l'air anti-givre, rendant plus efficace l'emploi de l'énergie thermique extraite du cycle de propulsion du moteur. The foregoing discussion and the accompanying drawings describe an improved anti-icing device for the inlet hood of an aircraft engine. This improved device provides efficient heating of both the interior and exterior surfaces of the hood, with preferential heating being provided at the front edges of the interior surface of the hood, an area where ice buildup is most dangerous. The heat is transferred from the anti-frost air to the front surfaces of the inlet hood by the impact of the air and by the friction of the air. In addition, the anti-icing air consumed escapes along the interior wall of the hood to enter the intake air flow of the engine, avoiding the new freezing of the reflux water of the hood. anti-frost air around the annular chamber for many revolutions before air exhaust and air exhaust in the intake line along the inside wall of the hood provide better opportunities for the transfer of heat from the anti-icing air, making more efficient the use of thermal energy extracted from the propulsion cycle of the engine.

D'après le mémoire précédent, il apparaîtra au technicien que la présente invention n'est pas limitée au mode de réalisation spécifique décrit et que de nombreuses modifications peuvent lui être apportées sans sortir du domaine de l'invention. Par exemple, le nombre, l'emplacement .ou la réalisation des éjecteurs d'air et des évents d'échappement peuvent être modifiés afin de produire des températures, pressions, vitesses différentes à l'intérieur de la chambre 20 en conformité avec les conditions de givrage attendues. La forme géométrique de la chambre 20, de la conduite d'air 24 et des autres composants du dispositif et la mise en place des composants peuvent etre également modifiés. From the previous memo, it will appear to the technician that the present invention is not limited to the specific embodiment described and that numerous modifications can be made to it without departing from the scope of the invention. For example, the number, the location or the construction of the air ejectors and exhaust vents can be modified in order to produce different temperatures, pressures, speeds inside the chamber 20 in accordance with the conditions. of icing expected. The geometric shape of the chamber 20, the air duct 24 and the other components of the device and the positioning of the components can also be modified.

Claims

1. Device for preventing and eliminating the accumulation of frost on the front edge of an inlet cover (14) of a gas turbine engine, the cover having an inner wall (18) and an outer wall (161 , the inner wall defining an air inlet pipe in order to direct the air so that it enters the engine, characterized in that it comprises

- an annular chamber (20). to the right of the front edge of the cover, the front inside and front outside walls of the cover forming the walls of the room

- a multitude of air ejection nozzles (26) spaced from each other around the chamber, each nozzle being placed so as to direct an air current having a supersonic speed towards the front interior wall (18) of the hood, and,

means for supplying high pressure and high temperature air to each of the air ejection nozzles.

2. A device according to claim 1, characterized in that the air ejection nozzles (26) are spaced from each other by the same distance around the air pipe (24).

3. Device according to claim 1, characterized in that the air ejection nozzles (26) are placed so as to create a mass of hot air swirling inside the annular chamber (20), causing the heating both the inner wall (18) and the outer wall (16).

4. Device according to claim 1, characterized in that the high pressure and high temperature air source is a household orifice in the engine compressor;

5. Device according to revendieation 1, characterized in that the air source at high pressure and at high temperature is an orifice provided in the exhaust system of the engine.

6. Device according to claim 1, characterized in that it further comprises means (30) for causing the escape of air to the outside of the chamber (20).

7. Device according to claim 6, characterized in that the means causing the escape of air comprises a multitude of vents (30) located around the inner wall (18) of the hood for discharging air from the rear area of the chamber and introduce it into the inlet pipe (24).

8. Device according to claim 7, characterized in that the total area of the vents is limited so as to maintain a predetermined air pressure inside the chamber (20).

9. Device according to claim 7, characterized in that the multitude of vents (30) direct the exhaust air along the inner wall (18) defining the inlet pipe (24).

10. Device according to claim 9, characterized in that the vents (30) are spaced from each other by the same distance around the inner wall (18).

11. Device for preventing and eliminating the accumulation of ice on the front edge of an inlet cover (14) of a gas turbine engine, the cover having an inner wall (18) and an outer wall (16), the inner wall defining an air inlet pipe (24) for directing the air into. the engine, characterized in that it comprises:

an annular chamber (20) at the front edge of the cover, the front interior and front exterior walls of the cover constituting the walls of the chamber,

a multitude of air ejection nozzles (26) spaced from one another around the chamber, each nozzle being placed so as to direct an air flow towards the front inner wall of the cover, the nozzles being further placed so as to create a mass of hot air swirling in the annular chamber, and

means for supplying high pressure and high temperature air to each of the nozzles.

12. Device according to claim 11, characterized in that the nozzles are spaced apart from each other by the same distance around the air duct.

13. Device according to claim 11, characterized in that the nozzles impart a supersonic speed to the air stream.

14. Device according to claim 11, characterized in that the high pressure and high temperature air source is an orifice made in the engine compressor.

15. Device according to claim 11, characterized in that the source of air at high pressure and high temperature is an orifice made in the exhaust system of the engine.

16. Device according to claim 11, characterized in that it further comprises means for causing the escape of air to the outside of the chamber.

17. Dispositi-f according to claim 16, characterized in that the means causing the escape of air comprises a multitude of vents (30) placed around the inner wall (18) of the cover to escape the air from the rear area of the chamber and allow it to enter the inlet pipe (24).

18. Device according to claim 17, characterized in that the total area of the vents is limited so as to maintain a predetermined air pressure inside the chamber (20).

19. Device according to claim 17, characterized in that the vents direct the air escaping along the inner wall (18) defining the inlet pipe.

20. Device according to claim 19, characterized in that the vents are spaced the same distance around the interior wall (18).

21. Device for preventing and eliminating the accumulation of ice on the front edge of an inlet cover (14) of a gas turbine engine, the cover having an inner wall (18) and an outer wall ( 16), the inner wall defining an inlet pipe (24) for directing the air into the engine, characterized in that it comprises:

an annular chamber (20) at the front edge of the hood, the front interior and front exterior walls of the hood constituting the walls of the chamber an annular air duct (24) inside the chamber,

means for supplying high pressure and high temperature air to the air line and,

a multitude of air ejection nozzles (26) spaced from each other around the pipe (24), each nozzle directing a stream of air having a supersonic speed towards the front inner wall of the hood.

22. Device according to claim 21, characterized in that the cover comprises an external structural ring (22) and the air duct is in one piece with this ring.

23. Device for preventing and eliminating the accumulation of ice on the front edge of an inlet cover (14) of a gas turbine engine, the cover having an inner wall (18) and an outer wall (16 ), the inner wall defining an air inlet pipe in order to direct the air into the engine, characterized in that it comprises:

an annular chamber (20) at the front edge of the cover, the front interior and front exterior walls of the cover constituting the walls of the chamber, an annular air duct (24) inside the chamber,

means for supplying high pressure and high temperature air to the air pipe from an orifice provided in the engine compressor,

a multitude of air ejection nozzles (26) spaced from each other by the same distance around the pipe, each nozzle directing a stream of air having a supersonic speed towards the front interior wall of the hood and in one direction causing the creation of a swirling mass of hot air inside the annular chamber, hence the heating of both the inner wall and the outer wall of the cover; and

a multitude of vents (30) located around the inner wall (18) of the hood to cause the air to escape from the rear area of the chamber so that it enters the inlet pipe, the vents directing the exhaust air along the inner wall defining the inlet pipe.

24. Device for an airplane gas turbine engine which is enclosed in a housing, characterized in that it comprises:

a generally tubular cover (14) to form a front end of the motor housing and having an annular front edge, the cover having an interior wall (18) and an exterior wall (16), -the interior wall defining an inlet pipe to direct the air in the engine,

a partition (22) connecting the inner wall and the outer wall and forming a chamber (20) at the front edge of the cover; ;

an annular air duct (24) inside the chamber,

means for supplying high pressure and high temperature air to the air line, and

a multitude of air ejection nozzles (26) spaced from each other by the same distance around the pipe, each nozzle. directing a current of air having a supersonic speed towards the front interior wall of the hood and in a direction causing the creation of a mass of hot air swirling in the annular chamber, from where the heating both of the interior wall and of the outer wall of the hood.