飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管及其除冰方法技术

一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，涡轮喷射引擎包括除冰装置并沿X轴延伸，气流在进气管中从上游向下游流动，进气管(2)包括通过前缘(23)连接的内壁(21)和外壁，所述内壁(21)设有多个排气通道(3)，每个排气通道(3)设有用于排放热气源(9)的主气流(Fe)以对内壁(21)进行除冰的多个贯通口(4)，各排气通道(3)在圆柱形投影平面(P)中彼此平行，每个排气通道(3)在所述圆柱形投影平面(P)中具有沿X轴界定的深度P3以及沿Y轴界定的长度L3，两个相邻的排气通道(3)沿Y轴以距离D3间隔开，沿Y轴的每一位置包括至多一个贯通口(4)，距离比L3/D3为0.8

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管及其除冰方法


[0001]本专利技术涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及一种用于对飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管进行除冰的装置。

技术介绍

[0002]已知地，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以允许通过加速涡轮喷射引擎中的从上游向下游流动的气流来推进该飞行器。
[0003]参照图1，示出了一涡轮喷射引擎100，涡该轮喷射引擎100沿X轴延伸并包括风扇101，该风扇101安装在外罩102中并绕X轴转动，以便对从上游向下游流动的气流F进行加速。在下文中，术语上游和下游是相对于气流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管200，该进气管200包括朝向X轴的内壁201和与内壁201相对的外壁202，内壁201、外壁202通过也被称为“进气管缘”的前缘203连接。因此，进气管200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、外是相对涡轮喷射引擎100的X轴的径向方向定义的。
[0004]已知地，在飞行器飞行期间，由于温度本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)，所述涡轮喷射引擎包括除冰装置并沿X轴延伸，气流(F)在所述进气管(2)中从上游向下游流动，所述进气管(2)绕X轴周向延伸并包括朝向X轴的内壁(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)和前内隔壁(25)连接，以形成环形腔(24)，所述除冰装置包括位于所述环形腔(24)中的至少一个热气源(9)，其特征在于：所述内壁(21)设有多个排气通道(3)，每个排气通道(3)设有多个贯通口(4)，各贯通口(4)被配置为排放所述热气源(9)的主气流(Fe)以对所述内壁(21)进行除冰，各排气通道(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X轴和相对X轴成夹角的Y轴界定，每个排气通道(3)在所述圆柱形投影平面(P)中具有沿X轴界定的深度P3以及沿Y轴界定的长度L3，两个相邻的排气通道(3)沿Y轴以距离D3间隔开，每个排气通道(3)上的贯通口(4)沿Y轴彼此错开，距离比L3/D3为0.8
‑
1。2.如权利要求1所述的进气管，其特征是，各排气通道(3)间隔排列并在所述圆柱形投影平面(P)中相对X轴以20
°‑
70
°
的倾斜角(θ)倾斜。3.如权利要求1或2所述的进气管，其特征是，所述内壁(21)设有至少一个不具有贯通口(4)的自由角度区(ZL)，所述自由角度区(ZL)形成在两个相邻的排气通道(3)之间。4.如权利要求1
‑
3中任一项所述的进气管，其特征是，定义每个排气通道(3)中位于最上游的至少一个贯通口(4)为“主开口”，所述主开口被配置为排放所述热气源(9)的主气流(Fe)并使其以锥形路径流动，锥形路径使得主开口排放的气流的广度大于所述排气通道(3)的至少一个其他贯通口(4)的气流的广度，优选地大于其他每...

【专利技术属性】
技术研发人员：赫尔夫，
申请(专利权)人：赛峰短舱公司，
类型：发明
国别省市：