用于将加热后的空气提供给机翼防冰系统的设备和方法与流程

本发明一般涉及航空，更具体地涉及用于将加热后的空气提供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的设备和方法。

背景技术：

现代喷气式航空器通常包括机翼防冰系统，以保持机翼的前缘不结冰。高海拔的大气温度远低于冰点，当存在明显的湿气并且没有机翼防冰系统时，机翼上可能会结冰。这是不希望的。

一些机翼防冰系统将热空气引导到机翼的前缘以加热前缘，从而抑制冰的形成。这种机翼防冰系统的热空气源是从航空器的喷气式发动机的压缩机部取得的排气。从压缩机部提取的排气可以具有大约500华氏度的温度。使用这种高温的排气会带来不希望的风险和复杂性。此外，这些风险和复杂性是不必要的，因为500华氏度远高于保持机翼前缘无冰所需的温度。

一种常见的解决方案是在将排气引导到机翼之前将其冷却到更易于管理的温度。这是通过使用预冷器来实现的。预冷器接收来自压缩机的排气。同时，预冷器还接收从流过航空器外部的自由流中虹吸的相对大量的冷却空气。自由流空气相对较冷(例如，零下50华氏度)，并且供应充足，因此非常适合冷却排气。通过引导排气通过冷却通道(例如管道)的网络，并且使冷却空气经过冷却通道周围，排气的温度降低到200到250华氏度的范围。同时，当冷却空气经过承载排气的冷却通道时，冷却空气被加热到80到100华氏度之间。该加热后的冷却空气离开预冷器并返回到自由流。

为了有效地抑制冰的形成，必须以相对大的量向机翼防冰系统供应热空气。从压缩机虹吸足够量的压缩空气来操作机翼防冰系统会使发动机中用于发动机工作如产生推力的空气较少。这在具有较大发动机的较大航空器中不构成问题。这是因为较大的发动机产生过剩的压缩空气。结果，到发动机的燃烧部的空气流没有明显的减少，因此不会发生显著的功率流失或推力产生的减小。

然而，在具有较小喷气式发动机的较小喷气式航空器中，由压缩机部产生的压缩空气的供应量较少。从小型喷气式发动机虹吸压缩空气将留下不希望的低供应量的压缩空气可供到达发动机的燃烧部。这又将减小由较小的喷气式发动机产生的推力。这可能对航空器的性能产生负面影响。这种机翼防冰系统工作期间推力的减小是不期望的。

因此，期望提供一种用于向机翼防冰系统提供足够供应量的加热后的空气同时使喷气式发动机所经历的功率流失最小化的设备。此外，期望提供一种用于向机翼防冰系统提供足够供应量的加热后的空气同时使喷气式发动机所经历的功率流失最小化的方法。此外，其他期望的特征和特点将从以下

技术实现要素：
和结合附图以及前述技术领域和背景技术的详细描述和所附权利要求而变得明显。

发明内容

本文公开了用于将加热后的空气提供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的各种非限制性的设备和方法。

在第一非限制性实施例中，所述设备包括但不限于配置为耦合到机翼防冰系统的引射器。所述引射器进一步配置为接收第一空气流。所述引射器进一步配置为利用所述第一空气流夹带第二空气流。所述第二空气流具有比所述第一空气流低的温度。所述引射器进一步配置为将所述第一空气流与所述第二空气流混合以形成具有适合于所述机翼防冰系统使用的温度和量的组合流。所述引射器还进一步配置为将所述组合流排放到所述机翼防冰系统中。

在另一个非限制性实施例中，所述设备包括但不限于预冷器，所述预冷器配置为从所述喷气式发动机接收排气流，从自由流接收冷却空气流，用所述冷却空气流冷却所述排气流，排出冷却后的排气流，以及排出被加热后的冷却空气流。所述设备还包括但不限于引射器，所述引射器配置为从所述预冷器接收所述冷却后的排气流的一部分，利用所述冷却后的排气流的所述部分夹带所述加热后的冷却空气流的一部分，将所述冷却后的排气流的所述部分与所述加热后的冷却空气流的所述部分混合以形成具有适合于所述机翼防冰系统使用的温度和量的组合流，以及排出所述组合流。

在另一个非限制性实施例中，所述方法包括但不限于在预冷器处接收来自所述喷气式发动机的排气流和来自自由流的冷却空气流的步骤。所述方法进一步包括但不限于在所述预冷器处用所述冷却空气流冷却所述排气流的步骤。所述方法进一步包括但不限于从所述预冷器排出冷却后的排气流和加热后的冷却空气流的步骤。所述方法进一步包括但不限于在引射器处接收所述冷却后的排气流的一部分的步骤。所述方法进一步包括但不限于在所述引射器处利用所述冷却后的排气流的所述部分夹带所述加热后的冷却空气流的一部分的步骤。所述方法进一步包括但不限于在所述引射器处将所述加热后的冷却空气流的所述部分与所述冷却后的排气流的所述部分混合以形成组合流的步骤。所述方法进一步包括但不限于从所述引射器排出所述组合流的步骤。

附图说明

下面将结合附图描述本发明，其中相同的附图标记表示相同的元件，并且

图1是示出用于将加热后的空气提供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的设备的非限制性实施例的框图；

图2是示出配置为与图1的设备一起使用的引射器的非限制性实施例的示意图；以及

图3是示出用于将加热后的空气提供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的方法的非限制性实施例的流程图。

具体实施方式

以下详细描述本质上仅是示例性的，并不意图限制本发明或本发明的应用和用途。此外，不意图受到前述背景技术或以下详细描述中给出的任何理论的束缚。

本文公开了用于将加热后的空气提供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的设备和方法的各种实施例。

在一个非限制性实施例中，引射器与预冷器流体地耦合并且接收从预冷器排出的冷却后的排气空气流的一部分。引射器的内部结构在该冷却后的排气通过时产生低压区，将冷空气吸入引射器。该冷空气可以是来自预冷器的加热后的冷却空气或者是来自经过航空器的自由流的环境空气。因为该低压区可以利用较低量的冷却后的排气产生，并且因为由该冷却后的排气引起的近真空条件能够吸入很大量的冷空气，所以进入引射器的该冷空气比该冷却后的排气的量高得多。该大量的冷空气与该低量的冷却后的排气结合产生具有有效地防止机翼上的冰的形成所需的较大的量和较高的温度。

当该冷空气和该冷却后的排气进入引射器时，该冷空气被夹带到流动的冷却后的排气中，并且这两个气流混合。当它们混合时，冷却后的排气的能量和高温被转移到冷空气。在一些实施例中，这可以使组合流的总体温度在120华氏度和180华氏度之间。该温度范围内的流体非常适合于机翼防冰系统使用。

此外，由于仅需要将相对低量的冷却后的排气吸入到相对大量的冷空气中，因此可以向操作机翼防冰系统所需的大量气流提供比当前传统系统所使用的少得多的排气。这种对排气的降低的依赖性大大减少了需要从喷气式发动机的燃烧室转移来的压缩空气的量。因此，引射器的使用允许机翼防冰系统接收保持机翼没有冰所需的大流量的暖空气，而不会对发动机造成不可接受的流失，从而使其功率/推力基本上不降低。

应当理解，引射器可以替代地用于与不同的空气流实现相似的效果。在另一个非限制性实施例中，该设备可以包括引射器。该引射器可以与预冷器流体地耦合，并且/或者该引射器可以直接与压缩机耦合。该引射器可以从该预冷器接收冷却后的排气(相对暖的)，并且还可以如前段所述的接收加热后的冷却空气(相对凉的)。该引射器可以从压缩机接收未冷却的排气(热的)。在其它实施例中，在预冷器不冷却排气期间，压缩机可以从预冷器接收未冷却的排气。此外，引射器还可以与自由流流体地耦合以接收环境空气(冷的)。因此，引射器可以以上述方式使用冷却后的排气流(暖的)和加热后的冷却空气流(凉的)来操作。此外，引射器可以以上述方式使用排气流(热的)和环境空气流(冷的)来操作。此外，引射器可以以上述方式使用排气流(热的)和加热后的冷却空气流(凉的)来操作。此外，引射器可以以上述方式使用冷却后的排气流(暖的)和环境空气流(冷的)来操作。

通过阅读本申请的附图以及以下详细描述可以获得对用于将加热后的空气提供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的系统和方法的更多理解。

图1是示出用于将加热后的空气提供给机翼防冰系统的设备10的框图。在所示实施例中，设备10包括预冷器12和引射器14。设备10与喷气式发动机16流体地耦合。喷气式发动机16具有进气部18和压缩机部20。预冷器12经由管道22与进气部分18流体地耦合，并且经由管道24与压缩机部20流体地耦合。应当理解，图1在本质上是示例性的，并且在其他实施例中，设备10可以包括附加部件，并且可以配置为与多个喷气式发动机以及与喷气式发动机16以外的不同类型的喷气式发动机耦合。

预冷器是本领域已知的，并且通常与喷气式发动机结合使用以冷却排气。任何合适的预冷器都可以与设备10一起使用。在所示实施例中，预冷器12通过管道24从压缩机部20接收排气流。来自压缩机部20的排气以相对高的温度到达预冷器12。在一些例子中，排气以大约500华氏度到达预冷器12。在其它实施例中，排气可以以更高或更低的温度(例如，在400到600华氏度之间)到达。因此，预冷器12由能够容忍这些温度下的空气流的任何合适的材料构成。例如，预冷器12可以由铝、钛、不锈钢、镍钢、特异金属合金和复合材料构成。

预冷器12配置为引导排气流通过预冷器12内部的并且配置为导热的冷却通道网络。这种导热的能力有助于热交换，如下所述。

预冷器12还配置为从航空器周围的自由流接收冷却空气流。在喷气式航空器通常运行的并且在航空器机翼上可能形成冰的高度上，自由流可能相对较冷。例如，在标准大气条件下，在二万英尺高度处的温度大约为零下12华氏度。在三万七千英尺到六万五千英尺之间的高度，温度下降到大约零下70华氏度。预冷器12从自由流接收冷却空气流。该冷却空气被收集在进气部18，并且经由管道22输送到预冷器12。接近和进入进气部18的空气还没有被压缩机部20压缩，因此仍处于环境温度。通过在发动机进气口收集自由流空气，航空器的空气动力学基本上不受影响。然而，应当理解，在其它实施例中，在不脱离本公开的教导的情况下，可以在航空器上的任何适当位置从自由流收集空气。

预冷器12以类似于汽车散热器的方式运行。它配置为将冷却空气流引导到热的排气流过的冷却通道上。在冷却通道上流过的寒冷的冷却空气与在冷却通道内流动的热的排气之间的相互作用导致热从排气中释放并且被冷却空气吸收。

这种相互作用的主要作用是排气被冷却。当排气穿过预冷器12时，其温度可以从500华氏度下降到大约200到300华氏度的范围。在一些实施例中，离开预冷器12的冷却后的排气的温度可以是大约250华氏度。在这些温度下，冷却后的排气可以以最小的风险和最小的复杂度被安全地管理和引导，并且可以被航空器的环境控制系统和机翼防冰系统使用。

当热的排气在冷却通道内流动时冷却空气在冷却通道上流过的副作用是使冷却空气的温度升高。在一些例子中，开始可能为大约零下12至零下70华氏度的温度范围内的冷却空气可以被加热到大约80至100华氏度的温度范围。在本发明之前，这种被加热的冷却空气被认为是废品并且被重新引入到自由流中。然而，在本发明中，这种被加热的冷却空气被用于大幅增加输送到机翼防冰系统的空气流。这将在下面详细讨论。

冷却后的排气流经由管道30离开预冷器12。冷却后的排气流的一部分经由管道34被引导到航空器的环境控制系统，并且冷却后的排气流的一部分经由管道36被引导到机翼防冰系统。

加热后的冷却空气流经由管道40离开预冷器12。管道42将引射器14流体地耦合到管道40，并且能够使引射器14将加热后的冷却空气流的一部分从管道40吸入到引射器14中。管道40中的加热后的冷却空气的剩余部分作为废品被再次引入到自由流中。在一些实施例或应用中，百分之一百的加热后的冷却空气被吸入到引射器中。在其他实施例中，机翼防冰系统需要比预冷器12能提供的更多的空气流。在这种情况下，环境空气可以被吸入到管道40中(如向上指示朝向预冷器12的箭头所表示的)来补充被加热的冷却空气。在其他情况下，可以使用环境空气而不是被加热的冷却空气。在这种情况下，环境空气可以被吸入到管道40中，然后吸入到管道42中并进入引射器14。在其他情况下，引射器14可以配置为使用环境空气而不是加热后的冷却空气进行操作。在这种情况下，引射器14可以具有将环境空气输送到引射器14的单独管道。

在本发明之前，需要被引导到机翼防冰系统的冷却后的排气的量相对较大。因此，在本发明之前，机翼防冰系统的操作需要来自压缩机部20的大的排气流。然而，在本发明中，需要将少得多的冷却后的排气流引导到机翼防冰系统。这是因为冷却后的排气被引导通过引射器14。如下面详细讨论的，流过引射器14的相对较小部分的冷却后的排气流在引射器14中产生低压区，这使得引射器14能够吸入流过管道40的相对大部分的被加热后的冷却空气流。使用管道42作为吸管，引射器14虹吸来自管道40的相对大的加热后的冷却空气流。在这种方式下，航空器的机翼防冰系统所需的大的空气流量主要由加热后的冷却空气提供，而不是由冷却后的排气提供。这大大降低了对压缩机部20的压缩空气的需求。

在引射器14内，该部分冷却后的排气流与该部分加热后的冷却空气流混合以形成组合流。在两个气流混合期间，热形式的能量从该部分冷却后的排气流转移到该部分加热后的冷却空气流。在一些实施例中，引射器14可以配置为产生具有大约120到180华氏度的温度范围的组合流。在一些实施例中，引射器14可以配置为产生具有大约160华氏度的温度的组合流。其他温度和温度范围也是可能的。

组合流经由管道50离开引射器14，并且被引导到航空器的机翼防冰系统。在这种方式下，引射器14为机翼防冰系统提供其正常工作所需的相对大量的气流。引射器14还为机翼防冰系统提供具有便于抑制冰的形成的温度的气流。引射器14还通过利用在本发明之前被废弃的被加热的冷却空气来减少对来自压缩机部20的排气的需求。

图2是示出引射器14的内部结构和部件的示意图。继续参考图1，现在讨论引射器14的内部结构及其对进入引射器的空气流的影响和作用。应当理解，图2仅示出了示例性实施例，并且在不脱离本公开的教导的情况下也可以采用其他结构的设备。

在所示实施例中，引射器14包括主空气通道60。主空气通道60配置为在入口62处接收来自管道36的冷却后的排气。进入入口62的冷却后的排气将处于大约200到300华氏度的温度。因此，入口62以及在一些情况下的引射器14的所有结构应当由能够适应这些温度的任何适当材料构成。例如，入口62和引射器14的其它部分可以由铝、钛、不锈钢、镍钢、特异金属合金和复合材料构成。

在进入入口62之后，冷却后的排气将被引导通过压缩机64。压缩机64将节流冷却后的排气流，使冷却后的排气加速。在通过压缩机64之后，冷却后的排气将以快速移动的空气的射流形式进入膨胀室66。快速移动的冷却后的排气的射流将开始在压缩机64下游的膨胀室66内膨胀。冷却后的排气的这种膨胀导致冷却后的排气的静压的显著降低。冷却后的排气的射流的穿过膨胀室66的快速移动与冷却后的排气的射流的静压的显著降低相结合，在膨胀室66的内部产生类似于真空起作用的低压区域。

主空气通道60配置为在入口68处接收来自管道42的被加热的冷却空气。入口68在一端与管道42(图2中未示出)流体地耦合，在另一端与膨胀室66流体地耦合。当冷却后的排气的射流的运动和膨胀在膨胀室66内产生类似真空的条件时，移动通过管道40的被加热后的冷却空气被吸入到管道42中，然后进一步被吸入到膨胀室66中，在那里它被夹带到冷却后的排气的射流。冷却后的排气和加热后的冷却空气将从那开始作为组合流一起移动通过引射器14的其余部分。

当组合流移动通过主空气通道60的其余部分时，冷却后的排气和加热后的冷却空气将混合。冷却后的排气的相对高的温度将转移到加热后的冷却空气的相对低的温度，直到两种流体处于大致相同的温度。在一些实施例中，组合流的温度将在大约120到180华氏度之间。在一些实施例中，组合流的温度将为大约160度华氏度。

由于只需要将相对少的冷却后的排气流吸入到大量的加热后的冷却空气中，因此两种流体的比可能相当高。例如，在一些实施例中，组合流中的冷却空气与排气的比可以为10比1。在其它实施例中，该比可以是100比1。在其他实施例中，根据具体应用，该比甚至可以更高或可能更低。

当组合流继续向下游移动通过主空气通道60时，其将遇到压缩机70。压缩机70将压缩组合流，导致其速度增加并且更快地向下游移动通过主空气通道60。压缩机70的下游，组合流经过扩散器72，其将缓慢地降低流体的速度。随着流体的速度减小，流体的静压将增加。可能希望为机翼防冰系统提供具有相对高的静压的流体。组合流将在出口74处离开主空气通道60，在那里它进入管道50。组合流从那被引导到机翼防冰系统。

继续参考图1和2，图3是示出用于将加热后的空气供给由喷气式发动机推进的航空器上的机翼防冰系统的方法80的非限制性实施例的流程图。应当理解，方法80可以以比图3中所示的更多或更少数量的步骤进行而不脱离本公开的教导。此外，这些步骤不需要以所示或所描述的顺序进行，而可以以任何合适的顺序进行。

在步骤82，在预冷器处接收来自喷气式发动机的压缩机部的排气流。来自航空器周围的自由流的冷却空气流也在预冷器处被接收。

在步骤84，排气流在预冷器中被冷却空气流冷却。在一些实施例中，预冷器提供冷却通道的网络，热的排气被引导通过该网络，而寒冷的冷却空气在该网络上经过。该动作具有冷却排气和加热冷却空气的效果。

在步骤86，冷却后的排气流和加热后的冷却空气流从预冷器排出。

在步骤88，冷却后的排气流的一部分在引射器处被接收。

在步骤90，该部分冷却后的排气流被用于在引射器内产生较低压力区。这将吸入被加热的冷却空气流的一部分，然后该部分被加热的冷却空气流将被冷却后的排气的所述部分夹带。

在步骤92，冷却后的排气流的所述部分与加热后的冷却空气流的所述部分在引射器内混合以形成组合流。在该步骤期间，热量从冷却后的排气转移到加热后的冷却空气，直到组合流具有基本均匀的温度。

在步骤94，组合流从引射器排出。

在步骤96，组合流被引导到机翼防冰系统。这可以通过使用导管、管道或任何其它合适的流体输送装置来实现。

在步骤98，组合流被机翼防冰系统用于对航空器的机翼进行去冰。

虽然在本公开的上述详细描述中已经给出了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量变化。还应当理解，一个或多个示例性实施例仅是例子，并且不旨在以任何方式限制本发明的范围、适用性或配置。而是，前面的详细描述将为本领域技术人员提供用于实现本发明的示例性实施例的方便路线图。应当理解，在不脱离如所附权利要求中阐述的本公开的范围的情况下，可以对示例性实施例中描述的元件的功能和布置进行各种改变。