用于电除冰的涡轮喷气发动机机舱的唇缘组件的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种设有至少一个电除冰系统（10）的涡轮喷气发动机机舱的唇缘组件，所述电除冰系统（10）包括至少一个通过至少一个供电导线（P1，P2，P3）供电的电热元件（4），每个供电导线与中性线（N）或者接地导线相关联，所述中性线（N）或者接地导线被设置为邻近相应的供电导线，使得所述导线被组合在一起。本发明还涉及一种设置有这种组件的机舱。
【专利说明】用于电除冰的涡轮喷气发动机机舱的唇缘组件
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种用于加热装配涡轮喷气发动机机舱的电除冰装置的元件。
【背景技术】
[0002]航空器由一个或几个推进组件驱动，每个包括容纳在大体上管状机舱内的涡轮喷气发动机。每个推进组件通过桅杆被连到航空器上，该桅杆通常放置在机翼的下面或者是在航空器的机身上。
[0003]通常，机舱具有包围着涡轮喷气发动机的大体管状结构，包括位于发动机上游的进气口、用于包围所述涡轮喷气发动机风扇的中间部分，和包围着涡轮喷气发动机燃烧室并且可以装配有推力反向装置的下游部分。
[0004]一方面，进气口包括进口唇缘，适于允许涡轮喷气发动机最佳吸取为涡轮喷气发动机的风扇和内部压缩机提供动力所必要的空气，另一方面，下游结构，在其上面唇缘被带入并且用于适当地将空气朝向风扇叶片引导。组件被连接到风扇罩的上游，属于组件的中间部分。
[0005]在飞行中，根据温度、压力和湿度条件，冰可能会出现在机舱上，特别是在进气唇缘的外表面上。冰或者霜的存在改变了进气口的空气动力性能，并且阻碍了空气朝向风扇的运输。
[0006]对外表面除冰或者去渣的解决办法是通过将有关表面保持在足够的温度下，防止在这个外表面上形成冰。
[0007]因此，从来自文件U.S.4688757的例子可知，为了对壁进行加热，将热空气带到涡轮喷气发动机的压缩机处并将它带到进气口唇缘。但是，这样的装置需要在涡轮喷气发动机和进气口之间设置热空气进风道系统，同时需要在进气口唇缘处设置排出热空气的系统。这增加了推进组件的重量，而这是不需要的。
[0008]这些缺点可以通过依靠电除冰系统克服。
[0009]特别的引用文件EP1495963，尽管几个其他的文件也涉及电除冰和它的开发。
[0010]电除冰设备的安装启动需要使用加热器，也被称作加热毯，它被嵌入在邻近外表面的进气口唇缘处，并且通过普通的三相电源供电。
[0011]这样的系统存在的一个缺点是它们被放置在机舱区域，这格外易招致雷击最严重的直接影响。这导致在装置和加热毯中产生尤为高的感应电流。这些感应电流通过系统供电线束传播并且可能严重地损害系统设备。
[0012]发明目的
[0013]本发明的目的是克服这些缺点，为此，涉及一种装配有至少一个电除冰系统的涡轮喷气发动机机舱的唇缘组件，该唇缘组件包括通过至少一个供电导线供电的至少一个电阻式加热元件，每个供电导线与中性线或者“接地”相关联，所述中性线或者“接地”以组合的方式布置为邻近相应的供电导线。
[0014]实际上，已经发现传统组件，尤其是星形的或者三相三角形电源组件，导致形成许多传导的本地回路，放大了易于穿过组件的感应电流。
[0015]通过提议每个供电导线与中性线相关联并被重组，相线和中性线总是并排布置，因此，由不同导线形成的回路的表面被最小化且极大减小。感应电流因此被大大减小并且可以简化并标出尺寸，作为抗-雷击部件的结果。
[0016]有利的是，电热元件优选通过三相交流电供电。
[0017]优选的是，每个相是双线的，并且包含相线和中性线或者“接地”线。电线可以是或不是绞合的。
[0018]有利的是，电热元件有至少一个侧部和供电导线与中性线设置在该同一侧部上。
[0019]根据一个优选实施例，加热元件是加热地毯状覆盖物或者加热带状物。
[0020]有利的是，加热元件包括至少一个电阻式线圈，它被设置在供电导线与和它相关联的中性线之间。仍然有利的是，电阻式线圈根据至少两个盘绕的路径设置。
[0021]优选的是，两个路径基本上平行。
[0022]同样优选的是，线圈基本上沿着加热元件的长度延伸。
[0023]本发明也涉及一种涡轮发动机机舱，其特征在于，它包括根据本发明的进气唇缘组件。
【专利附图】
【附图说明】
[0024]根据下面详细的描述并参考附图，本发明将会被更好地理解，其中:
[0025]图1是一套加热元件的示意图，加热元件被设置在进气口唇缘的外围上，并且根据现有技术通过星形安装的三相网路供电。
[0026]图2是一套加热元件的示意图，加热元件被设置在进气口唇缘的外围上，并且根据本发明通过安装的三相网络供电。
[0027]图3是根据本发明装备有如图2所示的组件的加热元件的示意图。
【具体实施方式】
[0028]如图1示意性地所示，装配有涡轮喷气发动机机舱的进气口唇缘组件的除冰系统组件1，包括规律地设置在进气口外围的电热元件4的多个组2，在此是6个，每个电热元件4的组2本身包括多个被放射状地设置的电热元件4 (在此每组2有6个加热元件4)。
[0029]除冰组件I通过三相电源5供电，所述电源包括第一相线Pl (_)，第二相线Pl (-.-)和第三相线Pl (---)。电源还包括中性连接线N (........)。
[0030]每个组2和所述组的加热元件4首先连接到相连接线P1，P2或者P3，其次连接到中性连接线N。
[0031]按照惯例，图1展示了根据现有技术的除冰系统I的星形安装。
[0032]在这样的一个配置中，电源穿过加热元件4、相导线Pl，P2, P3从所述元件4的一侧进入并通过相对侧离开中性连接线N。
[0033]中性线被连接到一起并形成了一个浮置中线。
[0034]如前面解释到的，这样的一个安装图导致形成许多覆盖除冰系统I的大部分表面的感应回路。
[0035]图2示出了除冰系统10根据本发明的安装图。[0036]图2的安装不同于根据现有技术的星形安装，因为这样的事实:对于每个加热元件4，相线Pl，P2，P3在同一侧被重组并且邻近中性线N。
[0037]有利的是，加热元件的能量输入和输出是双线的，包括相线P1，P2，P3和中性线N。
[0038]从图2中清楚地看出:可能形成的感应回路一方面更少，另一方面覆盖减少的表面。
[0039]图3说明了有利地装配除冰系统100的加热元件4。
[0040]加热元件4大体上是地毯状覆盖物或矩形带的形式，其中散布着电阻式加热元件7，形成线圈。
[0041]不同于现有技术，电阻式加热元件7不再形成穿过加热元件4的线圈(该线圈曾经展示在相对两侧部上的传导元件P1，P2，P3和中性线N)，但是形成这样的线圈，该线圈被设置以形成沿着加热元件4的两个基本平行的路径。
[0042]这样的设置可以大大减少由线圈形成的感应回路的表面。
[0043]线圈布线的最优化以及前面提及的除冰系统布线的最优化可以减少并特别的阻止存在于机舱和飞行器的各种电气元件中的防护防雷部件尺寸的超量。
[0044]特别的，在产生干扰的感应电流的范围内，这样的设置可以被称为“差别(diff6rentiel)”,所述感应电流在相连接线Pl, P2, P3和t中性线N以及在加热元件4上以基本相同的方式传播。除冰系统电流中由雷击引发的间接影响被极大地减小了。
[0045]尽管本发明用一个特别的实施例进行描述，很明显，它绝不局限于此，而是包括描述的装置的所有技术等同物以及它们的组合，这些都落入本发明的范围内。
【权利要求】
1.一种装配有至少一个电除冰系统(10)的涡轮喷气发动机机舱的唇缘组件，包括通过至少一个供电导线(Pl，P2, P3)供电的至少一个电热元件(4)，每个供电导线与中性线(N)或者“接地”相关联，所述中性线(N)或者“接地”以重组的方式布置为邻近相应的供电导线。
2.根据权利要求1所述的唇缘组件，其特征在于，所述电热元件(4)通过交流电供电，优先通过三相(5 )交流电供电。
3.根据权利要求2所述的唇缘组件，其特征在于，每个相是双线的，包括相线(Pl，P2，P3)和中性线(N)或者“接地”。
4.根据权利要求1到3中任一项所述的唇缘组件，其特征在于，所述电热元件(4)有至少一个侧部并且所述供电导线和中性线(P，N)被设置在该同一侧部上。
5.根据权利要求1到4中任一项所述的唇缘组件，其特征在于，所述电热元件(4)是加热地毯状覆盖物或者加热带状物。
6.根据权利要求1到5中任一项所述的唇缘组件，其特征在于，所述电热元件(4)包括至少一个电阻式线圈(7)，所述电阻式线圈(7)设置在供电导线(P)和与它相关联的中性线(N)之间。
7.根据权利要求6所述的唇缘组件，其特征在于，所述电阻式线圈(7)根据至少两个盘绕的路径设置。
8.根据权利要求7所述的唇缘组件，其特征在于，所述两个路径基本上平行。
9.根据权利要求6到8中任一项所述的唇缘组件，其特征在于，所述线圈(7)基本上沿着所述电热元件(4)的长度延伸。
10.一种涡轮喷气发动机机舱，其特征在于，它包括根据权利要求1到9中任一项所述的进气口唇缘组件。
【文档编号】B64D15/12GK103826971SQ201280047097
【公开日】2014年5月28日 申请日期:2012年9月7日 优先权日:2011年9月28日
【发明者】大卫·佩雷拉, 米歇尔·迪南 申请人:埃尔塞乐公司