飞行器发动机的短舱制造技术

一种飞行器发动机(3)的短舱(2)，所述短舱包括用于飞行器发动机(3)短舱(2)的防冰保护系统(1)，所述短舱(2)包括设有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)、形成所述短舱(2)的前缘的进气口唇缘(7)，所述保护系统包括热交换器装置(11)，所述热交换器装置包括至少一个热管(12)，所述至少一个热管被配置成用于将热源所发射的热量(14)传递至一个或多个吸声面板(6)。

Nacelle of aircraft engine

【技术实现步骤摘要】
飞行器发动机的短舱
本专利技术涉及一种飞行器发动机短舱，该飞行器发动机的短舱包括用于保护进气口免于结冰的系统。
技术介绍
飞行器的前缘、尤其是飞行器发动机的短舱的进气口唇缘可能经受冰的形成，冰积累形成冰块。这些冰块的形成可能干扰对发动机的空气供应。例如，冰块可能变松并与发动机风扇叶片碰撞。因此，风扇叶片易于被消弱，或甚至由此损坏。存在从飞行器发动机的压缩级抽取热空气以便将热空气注入到位于短舱的唇缘后方的环形空间中的防冰保护系统。热空气然后流过环形空间，加热唇缘，并且被送到吸声面板中的通道中，以便加热所述吸声面板的蒙皮。然而，吸声面板的蒙皮在短距离上被加热，这引起在短距离上除冰。对于非常短的进气口，这个距离可能不足。具体地，进气口的缩短可能导致吸声面板的表面在空气动力学上变得更加敏感。
技术实现思路
本专利技术的目的是通过提供一种用于短舱的防冰保护系统来克服这些缺点。为此目的，本专利技术涉及一种包括防冰保护系统的飞行器发动机的短舱，该短舱包括设有至少一个吸声面板的内护罩。根据本专利技术，这种保护系统包括热交换器装置，所述热交换器装置包括至少一个热管，所述至少一个热管被配置成用于将热源所发射的热量传递至所述一个或多个吸声面板。因此，由于本专利技术，藉由所述一个或多个热管，更有效且成本有效地保护吸声面板不受结冰的损害。热源所发射的热量用于为短舱的所有的吸声面板除冰，而不是仅为位于唇缘附近的一部分吸声面板除冰。根据可以被单独或组合地考虑的特定实施例：-所述热交换器装置进一步包括传热流体；至少一个蒸发器，所述至少一个蒸发器热连接至所述热源，所述一个或多个蒸发器被配置成用于汲取所述热源所供应的热量中的至少一些热量，所汲取的热量被传递至所述传热流体；至少一个冷凝器，所述至少一个冷凝器被定位成靠近所述声阻多孔层，所述一个或多个冷凝器被配置成用于将所述一个或多个蒸发器所汲取的热量中的至少一些热量供应至所述一个或多个吸声面板，所述所汲取的热量经由所述传热流体传递至所述一个或多个冷凝器，所述蒸发器中的每一个蒸发器经由所述传热流体在其中循环的至少一个热管流体连接至至少一个冷凝器。-所述一个或多个热管包括至少一个液体管，所述至少一个液体管被配置成用于将通过所述冷凝器中的冷却而液化的传热流体从所述冷凝器输送至所述蒸发器。-所述一个或多个热管是脉动热管。此特征避免重复的维护操作。-所述一个或多个热管是循环热管。此特征避免重复的维护操作。-所述一个或多个热管包括至少一个含有恒定体积的流体的毛细管。-所处短舱包括唇缘，所述唇缘在内部通过内护罩延伸，所述内护罩设有至少一个吸声面板，所述至少一个吸声面板由不透声波的反射层、至少一个蜂窝结构、以及声阻多孔层构成，所述唇缘具有由设有孔口的前部框架封闭的环形空间。所述唇缘具有由设有孔口的前部框架封闭的环形空间。所述短舱包括用于将热空气吹送到所述环形空间的器件、以及壁，所述壁固定至所述前部框架、布置在所述吸声面板上方、并且与所述面板大致平行，所述壁产生通路，所述通路允许从所述环形空间移除的热空气穿过所述孔口。所述短舱进一步包括热交换器装置，所述热交换器装置包括至少一个热管，所述至少一个热管包括被布置成与所述吸声面板的所述对于声波而言呈反射性且非穿透性的层接触的至少一个蒸发器、以及布置在所述声阻多孔层附近的至少一个冷凝器。-所述一个或多个热管是大致U形形状的。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。-所述一个或多个热管是大致S形形状的。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。-所述一个或多个热管沿所述短舱的轴向方向布置。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。-所述一个或多个热管沿所述短舱的周向方向布置。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。-所述一个或多个蒸发器布置在所述蜂窝结构的内部，所述吸声面板的所述对于声波而言呈反射性且非穿透性的层由热导体材料制造而成。此特征藉由反射层的热性质将确保有效热传递。-所述一个或多个蒸发器布置在所述通路中而与所述热空气直接接触，所述通路允许从所述环形空间移除的热空气穿过所述孔口。向一个或多个蒸发器的热传递将因为其是直接进行而更加有效。-所述一个或多个冷凝器插入在所述蜂窝结构与所述声阻多孔层之间。-所述一个或多个冷凝器被布置成与所述声阻多孔层接触，所述层由热导体材料制造而成。此特征将藉由声阻层的热性质来确保有效热传递，并且将改善唇缘的除冰。-所述飞行器发动机的短舱包括设有至少一个吸声面板的内护罩、进气口唇缘，所述进气口唇缘形成短舱的前缘并且展现出环形空间和内部面，所述环形空间被内置前部框架封闭并且被设计成用于接收热空气的供应。所述一个或多个蒸发器固定至所述唇缘的内部面、并且被配置成用于汲取供应给所述唇缘的环形空间的热空气所供应的所述热量中的至少一些热量，所汲取的热量被传递至所述传热流体。-所述飞行器短舱包括密封装置，所述密封装置插入在所述一个或多个热管与所述前部框架的底部部分之间。-所述密封装置包括凹口，所述凹口具有与所述至少一个液体管相同的形状和尺寸。附图说明通过阅读以下描述并检查附图将更好地理解本专利技术。[图1]描绘了包括向唇缘的环形空间的热空气供应的飞行器发动机的侧视图。[图2]描绘了穿过包括根据第一实施例的防冰保护系统的唇缘的纵向截面。[图3]描绘了穿过包括根据第一实施例的防冰保护系统的唇缘的截面的视图。[图4]描绘了根据第一实施例的防冰保护系统的示意图。[图5]描绘了根据第一实施例的防冰保护系统沿AA的截面的视图。[图6]描绘了穿过包括根据第二实施例的防冰保护系统的唇缘的截面的视图。[图7]描绘了根据第二实施例的防冰保护系统的示意图。[图8]描绘了包括根据第二实施例的防冰保护系统的唇缘的示意图。[图9]描绘了包括根据第三实施例的防冰保护系统的唇缘的示意图。[图10]描绘了穿过包括根据第四实施例的防冰保护系统的唇缘的纵向截面。[图11]描绘了穿过包括根据第四实施例的防冰保护系统的唇缘的纵向截面的放大视图。[图12]描绘了根据第四实施例的防冰保护系统的密封装置的示意图。具体实施方式[图2]示意性地描绘了用于飞行器发动机3短舱2的防冰保护系统的一个实施例。发动机3短舱2涉及围绕如[图1]展示的飞行器发动机3、例如飞行器涡轮风扇发动机的导流件。短舱通常包括外护罩4、内护罩5、以及进气口唇缘7。这两个护罩4和5通常同轴、并且在它们之间形成空间。唇缘7将这两个护罩4和5连结在一起。外护罩4形成短舱2的外整流罩。内护罩5设有至少一个吸声面板6。唇缘7形成短舱2的前缘并且包括内部面7a。[图2]描绘了通常装备有吸声面板6的短舱2，这些吸声面板在风扇22上游的进气口本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器发动机(3)的短舱(2)，所述短舱包括用于飞行器(AC)发动机(3)短舱(2)的防冰保护系统(1)，所述短舱(2)包括设有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)，其特征在于，所述保护系统(1)包括热交换器装置(11)，所述热交换器装置包括至少一个热管(12)，所述至少一个热管被配置成用于将热源所发射的热量(14)传递至所述一个或多个吸声面板(6)。/n

【技术特征摘要】
20181019 FR 18712381.一种飞行器发动机(3)的短舱(2)，所述短舱包括用于飞行器(AC)发动机(3)短舱(2)的防冰保护系统(1)，所述短舱(2)包括设有至少一个吸声面板(6)的内护罩(5)，其特征在于，所述保护系统(1)包括热交换器装置(11)，所述热交换器装置包括至少一个热管(12)，所述至少一个热管被配置成用于将热源所发射的热量(14)传递至所述一个或多个吸声面板(6)。


2.根据权利要求1所述的飞行器发动机(3)的短舱(2)，其特征在于，所述热交换器装置(11)进一步包括：传热流体；至少一个蒸发器(12a)，所述至少一个蒸发器热连接至所述热源，所述一个或多个蒸发器(12a)被配置成用于汲取所述热源所供应的热量(14)中的至少一些热量，所汲取的热量(14)被传递至所述传热流体；至少一个冷凝器(12c)，所述至少一个冷凝器被定位成靠近所述声阻多孔层(6c)，所述一个或多个冷凝器(12c)被配置成用于将所述一个或多个蒸发器(12a)所汲取的热量(14)中的至少一些热量供应至所述一个或多个吸声面板(6)，所述所汲取的热量(14)经由所述传热流体传递至所述一个或多个冷凝器(12c)，所述蒸发器(12a)中的每一个蒸发器经由所述传热流体在其中循环的至少一个热管(12)流体连接至至少一个冷凝器(12c)。


3.根据权利要求1至2所述的飞行器发动机(3)的短舱(2)，其特征在于，所述一个或多个热管(12)包括至少一个液体管(12b)，所述至少一个液体管被配置成用于将藉由所述蒸发器(12a)所汲取的热量(14)蒸发的所述传热流体从所述蒸发器(12a)输送至所述冷凝器(12c)。


4.根据权利要求1至3所述的飞行器发动机(3)的短舱(2)，其特征在于，所述一个或多个热管(12)是脉动热管(PHP)。


5.根据权利要求1至3所述的飞行器发动机(3)的短舱(2)，其特征在于，所述一个或多个热管(12)是循环热管(LHP)。


6.根据权利要求1至5所述的飞行器发动机(3)的短舱(2)，其特征在于，所述一个或多个热管(12)包括至少一个含有恒定体积的流体的毛细管。


7.根据权利要求1至6所述的飞行器发动机(3)的短舱(2)，其特征在于，所述短舱包括：唇缘(7)，所述唇缘在内部通过内护罩(5)延伸，所述内护罩设有至少一个吸声面板(6)，所述至少一个吸声面板由不透声波的反射层(6a)、至少一个蜂窝结构(6b)、以及声阻多孔层(6c)构成，所述唇缘(7)具有由设有孔口(9a)的前部框架(9)封闭的环形空间(8)；用于将热空气(10)吹送到所述环形空间(8)的器件、以及壁(91)，所述壁固定至所述前部框架(9)、布置在所述吸声面板(6)上方、并且与所述面板(6)大致平行，所述壁(91)产生通路(92)，所述通路允许从所述环形空间(8)移除的所述热空气(10)穿过所述孔口(9a)；热交换器装置(11)，所述热交换器装置...

【专利技术属性】
技术研发人员：阿兰·波特，雅克·拉拉内，格雷戈里·阿尔贝，马克西姆·泽比安，阿诺·布里，
申请(专利权)人：空中客车运营简化股份公司，
类型：发明
国别省市：法国;FR