[发明专利]包括热空气除冰流的通风口的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管

说明书

本发明公开了一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，进气管包括朝向轴线X的内壁和用于引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，以便形成环形腔，进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入内腔的部件以及至少一个形成在外壁上以便在内腔被加热之后排出热气流FAC的通风口(3)，通风口(3)包括上游边缘(31)和下游边缘(32)，上游边缘的周向轮廓是不连续的以产生湍流，下游边缘的径向轮廓是流线型的以减少压力波动的形成。

技术领域

本发明涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及包括除冰装置的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管。

背景技术

以已知方式，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从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，示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并包括风扇101，该风扇安装在包括外壳102的短舱中，并绕轴线X旋转，以便对气流F从上游向下游加速。在下文中，术语“上游”和“下游”是以气流F的流动方向定义的。短舱在其上游端包括进气管200，该进气管200 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和外壁202通过也被称为“进气管缘”的前缘203连接。因此，进气管200允许将进入的气流F分离成由内壁201引导的内部气流INT和由外壁202引导的外部气流EXT。内壁201和外壁202通过前缘203和内隔壁205连接，以便界定被本领域技术人员称为“D-导管”的环形腔204。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。

以已知方式，在飞行器飞行期间，由于温度和压力条件，冰可能在进气管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。

为了消除冰块积聚，参考图1，已知提供一种除冰装置，该除冰装置包括将热气流FAC注入环形腔204的喷射器206。这种热气流FAC的流通使得可以通过热交换的方式来将内壁201、外壁202 和前缘203加热，使得冰块在累积的过程中融化或蒸发，从而避免了冰块积聚。参考图2和图3，以已知方式，环形腔204包括形成在进气管200的外壁202上的通风口103，以便在环形腔204被加热之后排出热气流FAC。参考图3，作为示例，每个通风口103的形状沿涡轮喷射引擎的轴线X呈细长形，优选地为长方形。

实际应用中，在外部气流EXT经通风口103流通的过程中会出现噪音，特别是嘶嘶声和/或共振声。当除冰装置停止工作时，这种噪音增加。

消除这一缺点的直接解决方案是提供一通风管，以将环形腔204与偏离进气管外壁的通风口连接。优选地，这种通风管使得通风口位于外部气流EXT速度较低的区域，从而减少噪音干扰。实际上，添加通风管道增加了涡轮喷射引擎的整体尺寸和重量，这是不理想的。另外，通风管的缺点是会在如由复合材料构成的热敏下游区附近喷射热气流FAC。

本发明的目的之一是提供一种进气管，该进气管包括形成在进气管外壁上并且不会引起噪音的通风口。

顺便提及，专利申请US5257498中公开了一种用于排出热气流的弯曲引导格栅，但其对噪音没有作用。

顺便提及，在现有技术中，专利申请EP0921293A1、FR2772341A1和US201/001003A1已公开不同的通风口。

发明内容

本发明涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁和与内壁相对以引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，并形成环形腔，该进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至环形腔的部件以及至少一个形成在外壁上以便在环形腔被加热之后排出热气流FAC的通风口。