用于传热改进的具有凹痕的机舱内表面制造技术

本发明专利技术提供一种用于改进通过飞行器发动机前导部的传热的设备。该设备包括壁，该壁由前导部限定。表面由壁限定并且该表面限定了通过飞行器发动机前导部的通道。流体源流体连接到通道。凹坑被限定在通道的表面中，使得排气能够流过凹坑。

The inner surface of a machine cabin with a dent in the heat transfer improvement

The present invention provides a device for improving the heat transfer through the front guide part of the aircraft engine. The device includes a wall, which is defined by the leading part. The surface is limited by the wall and the surface limits the passage through the front guide of the aircraft engine. Fluid source fluid is connected to the channel. The pits are limited to the surface of the channel so that the exhaust can flow through the pits.

【技术实现步骤摘要】
用于传热改进的具有凹痕的机舱内表面
本专利技术涉及飞行器发动机的加热部件并且更具体地涉及对飞行器发动机的前导部机舱进行加热。
技术介绍
不期望冰堆积或累积在飞行器发动机上。为了减少积冰，已知将来自发动机的一个部件的热流体引导至发动机的其它部件上。这些方法的一个问题在于难以将热能均匀地分配在待加热部件上。因此，积冰发生在未被充分加热的部件的一部分上或者需要来自发动机的另一个部件的附加流体流来提供所需的热负载。这种流体流的增加降低了发动机的效率。因此，需要能够更高效地使用流体流以加热飞行器部件的设备。
技术实现思路
该需要由被构造成增加部件内的传热系数的待加热部件内的结构来得到解决。根据本专利技术的一个方面，提供一种用于改善通过飞行器发动机的前导部(leadingportion)的传热的设备。该设备包括壁，该壁由前导部限定。表面由壁限定并且该表面限定了通过飞行器发动机前导部的通道。加热流体源流体连接到通道。凹坑被限定在通道中的表面中。根据本专利技术的另一个方面，提供一种用于加热飞行器发动机机舱的方法。该方法包括以下步骤：将流体引入飞行器发动机机舱中；使流体流过由飞行器发动机机舱限定的凹坑；和在流体流过凹坑时增加流体的湍流。技术方案1:一种用于改进通过飞行器发动机的前导部的传热的设备，所述设备包括：壁，所述壁由所述前导部限定；表面，所述表面由所述壁限定；通道，所述通道由所述表面限定；流体源，所述流体源流体连接到所述通道；和凹坑，所述凹坑由所述表面限定。技术方案2:根据技术方案1所述的设备，还包括多个凹坑。技术方案3:根据技术方案2所述的设备，其中所述凹坑中的每一个都被构造成使湍流穿过流体流。技术方案4:根据技术方案3所述的设备，其中所述凹坑中的每一个都被构造成限定湍流阴影。技术方案5:根据技术方案4所述的设备，其中所述多个凹坑被布置成使得来自至少两个不同的凹坑的湍流阴影相交以限定相交区域。技术方案6:根据技术方案5所述的设备，其中所述多个凹坑限定多个几何形状。技术方案7:根据技术方案6所述的设备，其中，所述多个凹坑中的至少一些成半球形。技术方案8:根据技术方案7所述的设备，其中，所有的所述多个凹坑都成半球形。技术方案9:一种飞行器发动机机舱，所述飞行器发动机机舱被构造成提供改进的通过所述机舱的壁的来自所述机舱内的流体的传热，所述机舱包括：D形管，所述D形管由所述壁限定；排气源，所述排气源流体连接到所述D形管；和多个凹坑，所述多个凹坑被限定在所述D形管的表面上。技术方案10:根据技术方案9所述的飞行器发动机机舱，其中，所述凹坑中的每一个都被构造成使湍流穿过排气。技术方案11:根据技术方案10所述的飞行器发动机机舱，其中，所述凹坑中的每一个都被构造成限定湍流阴影。技术方案12:根据技术方案11所述的飞行器发动机机舱，其中，所述多个凹坑被布置成使得来自至少两个不同凹坑的湍流阴影相交以限定相交区域。技术方案13:根据技术方案12所述的飞行器发动机机舱，其中所述多个凹坑限定了多种几何形状。技术方案14:根据技术方案13所述的飞行器发动机机舱，其中所述多个凹坑中的至少一些成半球形。技术方案15:根据技术方案14所述的飞行器发动机机舱，其特征在于，所有的所述多个凹坑都成半球形。技术方案16:一种用于加热飞行器发动机机舱的方法，所述方法包括以下步骤：将流体引入所述飞行器发动机机舱中；使流体流过由所述飞行器发动机机舱限定的凹坑；和在流体流过所述凹坑时增加流体的湍流。技术方案17:根据技术方案16所述的方法还包括以下步骤：产生湍流阴影。技术方案18:根据技术方案17所述的方法，还包括以下步骤：产生相交区域，所述相交区域相比湍流阴影具有更多湍流。附图说明通过结合附图参照以下描述可以更好地理解本专利技术，在附图中：图1示出了飞行器发动机的局部剖视图，该飞行器发动机具有限定了D形管的机舱；图2示出了图1中所示的发动机内部的圆形视图，其中示出限定了D形管的内壁表面；图3示出了限定了D形管的内壁表面的部段；图4示出了其中形成有凹痕的D形管的剖视图；图5示出了其上限定有凹痕的D形管壁内部表面的剖面；和图6示出了定向流喷嘴。具体实施方式参照附图，其中相同的附图标记在所有多个附图中指示相同的元件，图1示出了机舱10的局部剖视图，该机舱限定了发动机11的前导部。机舱10具有被限定于其中的D形管30，该D形管被构造成具有多个凹痕(dimples)42，如图2中所示。凹痕42被构造成增加D形管30内的流体湍流从而改善从流体进入并且通过机舱10的传热。发动机11的机舱10具有壁16，该壁具有内表面22和外表面23。壁16的外表面23限定了内部唇缘12和外部唇缘18。内表面22与D形管底板32相结合限定了D形管30。D形管30是由围绕发动机11的轴线A定位的壁16的内表面22限定的环形室。如图所示，D形管30具有D形横截面。如图2中所示，定向流喷嘴34延伸到D形管30中。通过所列的非限定性方式，定向流喷嘴34通过管道24流体连接到来自发动机11(例如，压缩机14)的加热流体源，加热流体能够是以下中的一种：气体、空气、液体、及其组合。阀25定位在发动机11和定向流喷嘴34之间的管道24中。阀25被构造成控制流体通过管道24到达定向流喷嘴34。现在参照图6，喷嘴34被构造成当加热流体、或者排气(bleedair)在喷嘴34内侧流动时传递旋转流。在一个实施例中，喷嘴34容纳以螺旋形式卷曲的多个流体流通道38。在优选实施例中，使用四个至六个流体流通道38，然而，在其它实施例中，通道的数量可以更多或更少。此外，可以使用其它的装置来引起旋转，其中包括但不限于内部叶片或喷嘴。当热流体在喷嘴34内侧流动时，流体流通道38向气体传递旋转运动并且随后将其喷射到排放端部35之外进入D形管30中。应当认识到，将热流体流喷射到壳体空气中将使夹带的空气团(entrainedmassofair)沿旋流旋转方向在D形管30内旋转。合适的排气装置(例如形成在鼻唇形D形管30的外侧位置的尺寸合适的孔)允许溢出D形管30的这种夹带空气的部分等于被喷射到D形管30中的热流体的质量流率(massflowrate)，以保持流平衡。应当领会，机舱10和D形管30能够具有圆形以外的其它形状，例如但不限于椭圆形。还应当，D形管30的横截面能够与机舱10的横截面类似，但也能够有所不同。如能够在图2中看到的，从定向流喷嘴34引入的排气围绕D形管30被引导。定向流喷嘴34包括排放端部35。在图示实施例中，排气以限定从排放端部35延伸的旋流区域36的旋流方式被引入。应当领会，被引入D形管30中的排气能够展示出旋流之外的其它流动方式。这样的其它流动方式能够由定向流喷嘴34的尺寸来限定。如图2和图3中所示，多个凹痕42由壁16的内表面22和底板32限定。凹痕42是朝向壁16的外表面23从内表面22延伸到壁16中并且延伸到底板32中的凹坑。当在平面图中观察时，如图2、图3、和图5中所示的凹痕42中的每一个都具有大致圆形轮廓。凹痕42通常是半球形凹坑。凹痕42的几何形状可以是半球形以外的其它一些形状。还应当领会，多个凹痕42内的各个凹痕42的几何形状可以不同。现在参照图4和图5，当来自定向流喷嘴34的流动排气冲击凹痕42中本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于改进通过飞行器发动机的前导部的传热的设备，所述设备包括：壁，所述壁由所述前导部限定；表面，所述表面由所述壁限定；通道，所述通道由所述表面限定；流体源，所述流体源流体连接到所述通道；和凹坑，所述凹坑由所述表面限定。

【技术特征摘要】
2016.05.02 US 15/1437581.一种用于改进通过飞行器发动机的前导部的传热的设备，所述设备包括：壁，所述壁由所述前导部限定；表面，所述表面由所述壁限定；通道，所述通道由所述表面限定；流体源，所述流体源流体连接到所述通道；和凹坑，所述凹坑由所述表面限定。2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述设备还包括：多个凹坑。3.根据权利要求2所述的设备，其特征在于，所述凹坑中的每一个都被构造成使湍流穿过流体流。4.根据权利要求3所述的设备，其特征在于，所述凹坑中的每一个都被构造成限定湍流阴影。5.根据权利要求4所述的设备，其特征在于，所述多个凹坑被布置成使得来自至少两个不同的凹坑的湍流阴影相交以限定相交区域。6.根据权利要求5所述的设备，其特征在于，所述多个凹坑限定多个几何形状。7.根据权利要求6所述的设备，其特征在于，所述多个凹坑中的至少一些成半球形。8.根据权利要求7所述的设备，其特征在于，所有的所述多个凹坑都成半球形。9.一种飞行器发动机机舱，所述飞行器发动机机舱被构造成提供改进的通过所述机舱的壁的来自所述机舱内的流体的传热，所述机舱包括：D形管，所述D形管由所述壁限定；排气源，所述排...

【专利技术属性】
技术研发人员：P蒂沃里，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US