用于航空发动机的内部加热发动机入口网筛的制作方法

本发明涉及航空发动机除冰和防冰，更具体地涉及一种用于通过内部热空气加热防止在入口外物碎屑（fod）网筛上形成冰的设备。

背景技术：

航空器和航空发动机结冰是在大多数航空器应用中必须处理的永久问题。防止冰形成在用于防止外物碎屑（“fod”）的入口网筛上，这对于保护免于脱落损坏、入口气流歪曲以及入口气流阻塞是必要的。用于在除冰中防止结冰的加热入口fod网筛的传统方法并不将来自发动机压缩系统的热能直接提供至网筛。替代地，这种传统系统利用外部源，比如发动机之外的热空气或发动机/航空器电能。

技术实现要素：

该需求通过用于将来自发动机压缩系统的现有热能分配至每个入口网筛并且更特别地分配至每个网筛内的每个线或杆部件的设备来处理。

根据本发明的一个方面，提供一种用于向航空发动机的进气口提供外物碎屑保护和防结冰性能的设备。该设备包括具有构造成传导流体的至少一部分的框架。管定位成使得框架的不同部分通过管流体地连接。具有限定在框架内并且构造成将来自框架的流体排放到进气口内的排出口。入口限定在框架内并且流体地连接至航空发动机的压缩机区段。这样，来自航空发动机的压缩机区段的空气可以流过入口、流过管以及流过排出口，以返回至航空发动机的压缩机区段。

其中，所述设备还包括定位在所述框架内的多个管。

其中，所述框架构造成支承由所述管形成的网格组件。

其中，所述框架还构造成支承构造成不被加热的网格。

其中，所述框架构造成由围绕其周围的来自所述压缩机区段的热空气加热。

其中，所述管布置在层级中并且定位成大致相互平行。

其中，所述管布置在两个层级中，使得每个层级中的所述管平行于也位于该层级中的管，每个层级中的管与另一个层级的管交叉以形成网格。

其中，所述网格构造成阻止外物碎屑进入所述发动机的所述进气口。

其中，所述管位于第一层级中，实心线链路定位在第二层级中，使得所述第一层级和所述第二层级共同限定网格。

根据本发明的另一个方面，提供一种用于向航空发动机的进气口提供防结冰性能的方法，其中，航空器进气口由网格覆盖，网格的至少一部分构造成传导流体。该方法包括以下步骤：传导来自航空发动机的压缩机区段的加热空气；通过网格的构造成传导流体的部分传导加热空气；通过网格传导热；升高网格的温度；以及使空气返回至航空发动机的压缩机区段。

其中，所述网格包括定位在框架内多个管。

其中，所述框架构造成支承由所述管形成的网格组件。

其中，所述框架构造成由围绕其周围的来自所述压缩机区段的热空气加热。

其中，其特征在于，所述管布置在两个层级中，使得每个层级中的所述管平行于也位于该层级中的管，每个层级中的管与另一个层级的管交叉以形成网格。

其中，所述网格构造成阻止外物碎屑进入所述发动机的所述进气口。

其中，所述管位于第一层级中，实心线链路定位在第二层级中，使得所述第一层级和所述第二层级共同限定网格。

根据本发明的又一个方面，其提供一种发动机，包括：多个网筛，所述多个网筛由管形成，所述管形成流体传导回路的至少一部分，所述流体传导回路包括发动机的压缩机区段、所述网筛以及所述发动机的进气口部分。

其中，所述多个网筛布置成阵列，使得每个网筛定位在相关进气口上。

其中，其特征在于，每个网筛经由排出管线与所述发动机的所述压缩机区段流体地连接。

其中，每个网筛流体地连接至歧管，所述歧管经由单个排出管线流体地连接至所述发动机的所述压缩机区段。

附图说明

可以通过参考结合附图的以下说明最佳地理解本发明，在附图中：

图1示出根据本发明的包括多个fod网筛的航空发动机的透视图；

图2示出根据本发明的网筛的平面局部剖视图；

图3示出沿图2中所示的线3-3截取的网筛和相关空气管道的侧面剖视图；

图4示出一组网筛的径向展开图，具有相关发动机和歧管的截面；

图5示出加热网筛的部分；以及

图6示出加热网筛中的两个管的交接点的截面。

具体实施方式

参照附图，其中相同的附图标记在全部几个附图中表示相同的元件，图1示出包括至少一个网筛50的发动机12，网筛50布置在网筛组件38中使得多个网筛50中的每一个均覆盖进气入口34。每个网筛50包括利用来自发动机12的压缩机区段的空气加热的至少部分。发动机12还包括推进器组件14、一对排气装置22和安装台28。在所示实施例中，发动机12是涡轮螺旋桨航空发动机。在其他实施例中，发动机12可被构造成用于船舶和工业应用。

现在参考图2，示出了网筛组件38的界面，使得示例性网筛50以部分切除的平面图展示。网筛50包括构造成支承未加热网格55和加热网格组件70的框架53。在所示实施例中，框架53具有管状结构并且包括头部57、第一侧管道61、第二侧管道62、中间管道67和远端管道58。中间管道67在第一侧管道61与第二侧管道62之间延伸并且流体地连接第一侧管道61与第二侧管道62。中间管道67、第一侧管道61和第二侧管道62的部分以及远端管道58构造成支承未加热网格55。未加热网格55构造成允许空气从发动机12的外部通过进气入口34进入进气管道32内，同时防止外物碎屑（fod）进入进气管道32。头部57、第一侧管道61和第二侧管道62的部分以及中间管道67构造成支承加热网格组件70。

如图所示，框架53大致由中空管状部件组成。这些部件构造成提供用于加热空气的通路。入口63沿着头部57定位在框架53中。入口63如图4所示构造成经由歧管37流体地连接至排出管线36。头部57构造成围绕框架53分配来自发动机12的压缩机区段39的加热空气或气体，以便加热框架53。多个排出口65形成在框架53中并且将来自框架53的热空气释放到进气管道32内。

因此，头部57、第一侧管道61、第二侧管道62、以及远端管道58一起构造成将入口63流体地连接至多个排出口65。头部57还构造成将热空气分配至加热的网格组件70。现在参考图2和图3，加热网格组件70包括定位成与第二层级管74的第二层级83接触的第一层级管74的第一层级73。

每个第一层级管74具有第一层级管入口75和第一层级管出口77。每个第一层级管74限定将头部57流体地连接至中间管道67的路径的至少一部分。关于第一层级管74的大部分，入口端部75附装到头部57，第一层级管出口端部77附装到用于第一层级管74的大部分的中间管道67。如图2所示，第一层级管74中的一些不具有连接至头部57的入口端部75，而替代地具有连接至第一侧管道61的入口端部75。另外，第一层级管74中的一些不具有附装到中间管道67的出口端部77，而替代地具有附装到第二侧管道62的出口端部77。

同样地，每个第二层级管84具有第二层级管入口85和第二层级管出口87。每个第二管84限定将头部57流体地连接至第一侧管道61和第二侧管道62之一的路径的至少一部分。关于第二层级管84的大部分，入口端部85附装到头部57，第二层级管出口端部87附装到用于第二层级管84的大部分的中间管道67。如图2所示，第二层级管84中的一些不具有连接至头部57的入口端部85，而替代地具有连接至侧管道62的入口端部85。另外，第二层级管84中的一些不具有附装到中间管道67的出口端部87，而替代地具有附装到第一侧管道61的出口端部87。

现在参考图5和图6，优选地利用先进的制造技术以一体或整体件方式形成加热网格组件70和网筛50的框架53。网筛50的未加热网格55可以与网筛50的其他部件一起形成为一体或整体件。可替代地，未加热网格55可以定位在框架53内并且附装到框架53，如能够在图6中看到的，框架53可被构造成在加热网格组件70和框架53一起形成之后容纳未加热网格55，在此第二层级管84与第一层级管74交叉，其在交点92处共用公共壁。

继续参照图2和图5，多个网筛开口94由交点92与第一层级管74和第二层级管84的部分限定。开口94定尺寸成使得预定大小和形状以上的fod不能穿过。另外，每个网筛50中的开口94的数目还选择为允许预定气流通过网筛50。我们认为网筛50的部分的管状结构通过比类似地定尺寸的实心部件所能提供的更小重量提供附加强度。

现在参考图4，其以径向分解视图示出网筛组件38，包括支柱31的局部截面。如所述实施例所示，网筛组件38包括多个网筛50。网筛50围绕发动机12径向地分布，每个网筛50定位在进气管道32的进气入口34之上。进气管道32由支柱31限定。

如上所述，每个网筛50包括入口63。每个入口63经由歧管37和排出管线36流体地连接至发动机12的压缩机区段39。应该理解的是，在其他实施例中，每个入口63可以经由单独的排出管线直接连接至发动机12的压缩机区段39。在这些实施例中，没有定位在排出管线与入口63之间的歧管。

本发明可以通过其操作说明被更好地理解。当发动机12运转时，生成热。来自压缩机区段39的热空气通过排出管线36和歧管37被推进至每个网筛50。在每个网筛50处，热空气通过入口63并且沿着头部57传导。应该理解的是，网筛50构造成使得流经由网筛50限定的路径的空气在不同的部件中以预定方式分布，由网筛50限定的路径比如为加热网格组件70中的头部57。这样，热空气大致在整个加热网格组件70和框架53上分布。来自空气的热通过加热网格组件70和框架53的壁传导。这样，来自来源于发动机12的压缩机区段39的空气的热加热每个网筛50的表面和周围区域，使得冰不形成在加热网格组件上，为每个网筛50提供防结冰性能。流经网筛50的空气通过排出口65之一排出网筛50。空气然后被引导到进气管道32内并且返回至压缩机区段39。

本发明相对于现有技术具有以下优点。本发明提供了一种用于向航空发动机和其他产品上的进气入口提供发动机防结冰和除冰功能的有效和成本有效的方法。本发明的独特特征包括与进气入口处的fod保护结合主动防止进气入口处的积冰。本发明提供利用现有热能来提供有效和成本有效的防结冰技术。新的发动机结构需要更加坚固，在航空发动机上的进气入口处防止冰形成，本发明的设备与传统除冰和fod预防相比更加坚固，因此能够满足规则要求。

上述内容已经说明了用于向航空发动机上的进气入口提供防结冰措施同时保护入口免受fod的设备和方法，本说明书（包括任何随附权利要求、摘要和附图）中公开的所有特征和/或由此公开的任何方法或程序的全部步骤可以以任何组合方式组合，除这种特征和/或步骤中的至少一些互相排斥的组合之外。

本说明书（包括任何随附权利要求、摘要和附图）中公开的每个特征可以由用作相同、等同或相似目的的可替代特征替代，除非明确地否定声明。因此，除非明确地否定声明，所公开的每个特征仅是等同或相似特征的一般系列的一个例子。

本发明不限于上述实施例的细节。本发明扩展至本说明书（包括任何随附新颖性潜在点、摘要和附图）中公开的特征的任何新颖的特征或任何新颖的组合，或者扩展至因此公开的任何方法或程序的步骤的任何新颖的步骤或任何新颖的组合。