用于飞行器的除冰及调节设备的制造方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器涡轮喷气发动机机舱领域，且更具体地关注涡轮喷气发动机机舱的除冰。
【背景技术】
[0002]飞行器由一个或多个推进组件提供动力，每个推进组件包括容纳在管状机舱中的涡轮喷气发动机。每个推进组件由挂架紧固至飞行器，所述挂架通常位于机翼下方或上方或位于机身处。
[0003]“上游”是指在涡轮喷气发动机中的气流方向上、位于所考虑的点或元件之前，而“下游”是指在涡轮喷气发动机中的气流方向上、位于所考虑的点或元件之后。
[0004]机舱通常具有结构，该结构包括涡轮喷气发动机的进气口上游、用于包围风扇或涡轮喷气发动机的压缩机及其壳体的中间部分、能够容纳推力反向器装置并用于包围涡轮喷气发动机的气体发生器的下游部分，且通常端部为引射喷管，其出口位于涡轮喷气发动机的下游。
[0005]常规地，在机舱和涡轮喷气发动机之间构成的空间被称为次级流动路径。
[0006]通常地，涡轮喷气发动机包括一组叶片(压缩机和可选的风扇或非流线型推进器)，其通过一组传动装置由气体发生器旋转地驱动。
[0007]提供润滑剂分配系统，以确保传动装置以及其它所有附件(诸如发电机)的良好润滑，并使其冷却。
[0008]在飞行期间，取决于温度和湿度条件，可能会在机舱上形成冰，尤其是在装配进气口部分的进气口唇缘的外表面处。
[0009]冰或霜的存在改变了进气口的空气动力学特性，并且干扰空气朝向风扇的传输。此外，机舱的进气口上形成霜和在冰块脱离的情况下发动机吸入冰可能会损坏发动机或机翼，且给飞行安全带来危险。
[0010]对机舱外表面进行除冰的一种解决方案在于防止冰在外表面上形成，同时使相关表面维持足够的温度。
[0011]因此，润滑剂的热量可用于加热机舱的外表面，润滑剂由此被冷却并能够在润滑回路中被重复使用。
[0012]文献US4782658和EP1479889具体地描述了这种利用发动机润滑剂热量的除冰系统的实施方式。
[0013]更具体地，文献US4782658描述了一种除冰系统，其利用由进气道引入的且通过空气/油交换器加热的外部空气以实现除冰。这种系统可更好地控制交换的热能，但机舱的外表面中进气道的存在导致空气动力学性能的损失。
[0014]同时，文献EP1479889描述了一种利用闭合回路中的空气/油交换器对涡轮喷气发动机机舱的进气口结构进行除冰，该进气口结构的经加热的内部空气由风扇进行强制循环。
[0015]应注意的是，该进气口结构是中空的且形成封闭腔室，用于使由设置在该腔室内的交换器加热的除冰空气循环。
[0016]因此，可用于除冰的热能取决于润滑剂温度。
[0017]此外，进气口结构的交换表面是固定的且受限制的，并且实际耗散的能量主要取决于除冰所需的热量，此外取决于外部条件。
[0018]由此导致难以控制润滑剂的冷却以及进气口所要保持的温度。
[0019]还有另一种解决方案，其中热交换器和用于待加热流体循环的管道相连，以形成多个回路用于使待加热流体通过交换器再循环，且这使得待加热流体的循环区域与外壁接触，从而通过机舱中与外部空气的热传导而实现热交换。待加热流体的循环通过强制循环来执行。
[0020]还有已熟知的通过热空气引入对涡轮喷气发动机机舱进行除冰的解决方案。这些解决方案通常依赖于涡轮喷气发动机的压缩机中的热空气引入。这样引入的热空气处于高压和高温下，一方面，其被直接供给到待除冰的机舱的进气口唇缘，另一方面，其被引导至空气/空气交换器(盎格鲁-撒克逊(Anglo-Saxon)术语中的“预冷器”)，其中所述热空气被外部空气冷却以用于座舱空气调节和飞行器机翼的除冰。
[0021]已经注意到，先前呈现的用于通过冷却润滑剂对进气口唇缘进行除冰的系统由于交换器的存在会导致次级流动路径的摩擦损失，以及当次级流动路径中进行空气引入时会导致发动机推力损失，该情形下这些损失对消耗具有显著影响(它们相当于总消耗的约0.5% )，而且在发动机油的冷却涉及来自机舱外部的空气引入的情况下，当涡轮喷气发动机以怠速和/或低功率运转时(例如，在飞行器的滑行过程中或当飞行器下降时)，这种系统效率低。
[0022]通过引入压缩机中的热空气为进气口唇缘除冰的解决方案具有诸多缺点，尤其在于，由涡轮喷气发动机的压缩机中的引气的高温导致，待除冰的进气口前舱壁和通常具有一个以上壁的进气管要使用昂贵的材料，以减少破裂的风险，缺点还在于，它们在高压压缩机上使用了特殊的引气，从而降低了涡轮喷气发动机的功率或可用推力。事实上，以上所提出的通过涡轮喷气发动机的压缩机中热空气引入来除冰的解决方案通常在压缩机中实施三次引气，其中一次专用于发动机舱进气口唇缘的除冰。
【发明内容】
[0023]本发明的一个目的是提供一种克服上述缺点的除冰设备。
[0024]为了这个目的，本发明涉及一种用于飞行器机舱的进气口唇缘的除冰设备，所述设备包括预交换器、能够引入风扇下游低压空气的风扇引气装置、两个向压缩机不同级的下游引入高压空气的装置、以及安装在空气循环网络中的受控阀和止回阀，其中，所述预交换器包括低压空气出口，所述低压空气出口能够经由空气循环网络的管道通向飞行器发动机舱的进气口唇缘。
[0025]根据本发明的其他特征，除冰设备包括以下单独考虑或根据所有可能组合的可选特征中的一个或多个:
[0026]-除冰设备包括通过预交换器循环的高压空气的排放阀；
[0027]-除冰设备包括使至少一部分高压空气与低压空气混合的混合阀，所述高压空气用于座舱调节和机翼除冰，所述低压空气用于对进气口唇缘进行除冰；
[0028]-除冰设备包括进气口唇缘温度的检测器。
[0029]本发明还涉及一种具有根据本发明的除冰设备的发动机机舱，以及使用在在根据本发明的除冰设备上的各受控阀的强制打开装置。
[0030]本发明还涉及一种飞行器，其具有根据本发明的发动机机舱。
[0031]该解决方案不仅能够从专用于飞行器机舱的进气口唇缘除冰的压缩机中去除引气装置而直接连接唇缘，而且降低了进气口唇缘除冰空气的温度，使得可以使用成本更低或者更轻的材料来制造唇缘的前舱壁，诸如用铝或一些复合材料代替通常使用的钛。
[0032]此外，这种解决方案既没有影响飞行器的供给，也没有影响飞行器的可靠性，尤其提供相同数量的阀门，而且也不像常规的机舱设计那样，其不需要在专用压缩机的下游设置引气阀。
【附图说明】
[0033]现在我们将通过非限制性实例的方式，参照附图，描述若干可能的实施例，在所有附图中，相同或相似的标记指代相同或相似的构件或构件组:
[0034]-图1是根据本发明第一实施例的第一空气循环网络的示意图，
[0035]-图2是根据本发明第二实施例的第二空气循环网络的示意图，以及
[0036]-图3是根据本发明第三实施例的第三空气循环网络的示意图。
【具体实施方式】
[0037]在下文描述的所有实施例中，为简化起见，连接空气循环网络不同元件的管道分别称为“管道3”。
[0038]在下文描述的所有实施例中，术语“穿过网络”是指穿过网络的全部或一部分，术语“受控阀”是指充当或不充当阀栓、致动器的阀。
[0039]参见图1，描述了根据本发明第一实施例的第一空气循环网络1。
[0040]第一网络1包括在飞行器发动机机舱100中。
[0041]机舱100包括外部空气动力壁110、内部空气动力壁120，所述外部空气动力壁110包括上游进气口唇缘111，进气口唇缘111在上游连接外部空气动力壁110和内部空气动力壁 120。
[0042]用于高压空气冷却的第一空气循环网络1包括一个热-预交换器。
[0043]第一网络1包括仅允许空气在一个方向上流动的止回阀(分别为4、5)、受控阀(分别为6、7、8、9)、以及管道3。所述阀4、5、6、7、8、9用于控制第一网络1中的空气循环。
[0044]第一网络1包括两个不同的孔，用于以压缩机的两个不同级10和11高压引气，从而向第一网络1供应高压热空气，还包括一个孔12，用于风扇下游的低压引气，从而向第一网络1供应低压冷空气。
[0045]在第一网络1的运行中，高压热空气通过压缩机级10和11下游的高压引气孔进入，而低压冷空气通过风扇下游的低压引气孔12进入。
[0046]第一网络1中的高压热空气和低压冷空气的进气流速根据要求借助受控阀6、7、8进行设定。
[0047]由此，高压热空气经由压缩机下游的两个引气孔10、11进入第一网络1。连接所述孔10、11的管道3在预交换器2的上