飞行器发动机的短舱的制作方法

本发明涉及一种飞行器发动机短舱，该飞行器发动机的短舱包括用于保护进气口免于结冰的系统。

背景技术：

飞行器的前缘、尤其是飞行器发动机的短舱的进气口唇缘可能经受冰的形成，冰积累形成冰块。这些冰块的形成可能干扰对发动机的空气供应。例如，冰块可能变松并与发动机风扇叶片碰撞。因此，风扇叶片易于被消弱，或甚至由此损坏。

存在从飞行器发动机的压缩级抽取热空气以便将热空气注入到位于短舱的唇缘后方的环形空间中的防冰保护系统。热空气然后流过环形空间，加热唇缘，并且被送到吸声面板中的通道中，以便加热所述吸声面板的蒙皮。然而，吸声面板的蒙皮在短距离上被加热，这引起在短距离上除冰。对于非常短的进气口，这个距离可能不足。具体地，进气口的缩短可能导致吸声面板的表面在空气动力学上变得更加敏感。

技术实现要素：

本发明的目的是通过提供一种用于短舱的防冰保护系统来克服这些缺点。

为此目的，本发明涉及一种包括防冰保护系统的飞行器发动机的短舱，该短舱包括设有至少一个吸声面板的内护罩。

根据本发明，这种保护系统包括热交换器装置，所述热交换器装置包括至少一个热管，所述至少一个热管被配置成用于将热源所发射的热量传递至所述一个或多个吸声面板。

因此，由于本发明，藉由所述一个或多个热管，更有效且成本有效地保护吸声面板不受结冰的损害。热源所发射的热量用于为短舱的所有的吸声面板除冰，而不是仅为位于唇缘附近的一部分吸声面板除冰。

根据可以被单独或组合地考虑的特定实施例：

-所述热交换器装置进一步包括传热流体；至少一个蒸发器，所述至少一个蒸发器热连接至所述热源，所述一个或多个蒸发器被配置成用于汲取所述热源所供应的热量中的至少一些热量，所汲取的热量被传递至所述传热流体；至少一个冷凝器，所述至少一个冷凝器被定位成靠近所述声阻多孔层，所述一个或多个冷凝器被配置成用于将所述一个或多个蒸发器所汲取的热量中的至少一些热量供应至所述一个或多个吸声面板，所述所汲取的热量经由所述传热流体传递至所述一个或多个冷凝器，所述蒸发器中的每一个蒸发器经由所述传热流体在其中循环的至少一个热管流体连接至至少一个冷凝器。

-所述一个或多个热管包括至少一个液体管，所述至少一个液体管被配置成用于将通过所述冷凝器中的冷却而液化的传热流体从所述冷凝器输送至所述蒸发器。

-所述一个或多个热管是脉动热管。此特征避免重复的维护操作。

-所述一个或多个热管是循环热管。此特征避免重复的维护操作。

-所述一个或多个热管包括至少一个含有恒定体积的流体的毛细管。

-所处短舱包括唇缘，所述唇缘在内部通过内护罩延伸，所述内护罩设有至少一个吸声面板，所述至少一个吸声面板由不透声波的反射层、至少一个蜂窝结构、以及声阻多孔层构成，所述唇缘具有由设有孔口的前部框架封闭的环形空间。所述唇缘具有由设有孔口的前部框架封闭的环形空间。所述短舱包括用于将热空气吹送到所述环形空间的器件、以及壁，所述壁固定至所述前部框架、布置在所述吸声面板上方、并且与所述面板大致平行，所述壁产生通路，所述通路允许从所述环形空间移除的热空气穿过所述孔口。所述短舱进一步包括热交换器装置，所述热交换器装置包括至少一个热管，所述至少一个热管包括被布置成与所述吸声面板的所述对于声波而言呈反射性且非穿透性的层接触的至少一个蒸发器、以及布置在所述声阻多孔层附近的至少一个冷凝器。

-所述一个或多个热管是大致u形形状的。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。

-所述一个或多个热管是大致s形形状的。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。

-所述一个或多个热管沿所述短舱的轴向方向布置。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。

-所述一个或多个热管沿所述短舱的周向方向布置。因此，一个或多个热管的形状将被适配成适应短舱的唇缘的几何形状和尺寸。

-所述一个或多个蒸发器布置在所述蜂窝结构的内部，所述吸声面板的所述对于声波而言呈反射性且非穿透性的层由热导体材料制造而成。此特征藉由反射层的热性质将确保有效热传递。

-所述一个或多个蒸发器布置在所述通路中而与所述热空气直接接触，所述通路允许从所述环形空间移除的热空气穿过所述孔口。向一个或多个蒸发器的热传递将因为其是直接进行而更加有效。

-所述一个或多个冷凝器插入在所述蜂窝结构与所述声阻多孔层之间。

-所述一个或多个冷凝器被布置成与所述声阻多孔层接触，所述层由热导体材料制造而成。此特征将藉由声阻层的热性质来确保有效热传递，并且将改善唇缘的除冰。

-所述飞行器发动机的短舱包括设有至少一个吸声面板的内护罩、进气口唇缘，所述进气口唇缘形成短舱的前缘并且展现出环形空间和内部面，所述环形空间被内置前部框架封闭并且被设计成用于接收热空气的供应。所述一个或多个蒸发器固定至所述唇缘的内部面、并且被配置成用于汲取供应给所述唇缘的环形空间的热空气所供应的所述热量中的至少一些热量，所汲取的热量被传递至所述传热流体。

-所述飞行器短舱包括密封装置，所述密封装置插入在所述一个或多个热管与所述前部框架的底部部分之间。

-所述密封装置包括凹口，所述凹口具有与所述至少一个液体管相同的形状和尺寸。

附图说明

通过阅读以下描述并检查附图将更好地理解本发明。

[图1]描绘了包括向唇缘的环形空间的热空气供应的飞行器发动机的侧视图。

[图2]描绘了穿过包括根据第一实施例的防冰保护系统的唇缘的纵向截面。

[图3]描绘了穿过包括根据第一实施例的防冰保护系统的唇缘的截面的视图。

[图4]描绘了根据第一实施例的防冰保护系统的示意图。

[图5]描绘了根据第一实施例的防冰保护系统沿aa的截面的视图。

[图6]描绘了穿过包括根据第二实施例的防冰保护系统的唇缘的截面的视图。

[图7]描绘了根据第二实施例的防冰保护系统的示意图。

[图8]描绘了包括根据第二实施例的防冰保护系统的唇缘的示意图。

[图9]描绘了包括根据第三实施例的防冰保护系统的唇缘的示意图。

[图10]描绘了穿过包括根据第四实施例的防冰保护系统的唇缘的纵向截面。

[图11]描绘了穿过包括根据第四实施例的防冰保护系统的唇缘的纵向截面的放大视图。

[图12]描绘了根据第四实施例的防冰保护系统的密封装置的示意图。

具体实施方式

[图2]示意性地描绘了用于飞行器发动机3短舱2的防冰保护系统的一个实施例。

发动机3短舱2涉及围绕如[图1]展示的飞行器发动机3、例如飞行器涡轮风扇发动机的导流件。

短舱通常包括外护罩4、内护罩5、以及进气口唇缘7。这两个护罩4和5通常同轴、并且在它们之间形成空间。唇缘7将这两个护罩4和5连结在一起。

外护罩4形成短舱2的外整流罩。内护罩5设有至少一个吸声面板6。唇缘7形成短舱2的前缘并且包括内部面7a。

[图2]描绘了通常装备有吸声面板6的短舱2，这些吸声面板在风扇22上游的进气口的区域中覆盖短舱2的内壁。总体上，吸声面板6具有夹层结构，该夹层结构包括适用于捕获噪声的一层或多层蜂窝状蜂窝结构6b。蜂窝结构6b的这种层具有内部面和外部面，该内部面被不透声波的反射层6a覆盖，该外部面被声阻多孔层6c覆盖。吸声面板的若干块(pa、pa-1等)可以彼此组装以便形成声学覆盖物，该声学覆盖物的长度适合它们所固定至的进气口。

保护系统1包括热交换器装置11，该热交换器装置被配置成用于将由热源发射的热量14传递至一个或多个吸声面板6。

热交换器装置11包括至少一个热管12，该至少一个热管被配置成用于将来自热源的热量14输送至一个或多个吸声面板6。

热管12一般指代根据通过流体的相变进行热传递的原理来运行的导热元件。

根据[图2]、[图3]、[图4]和[图5]中描绘的第一实施例，唇缘7具有被前部框架9封闭的环形空间8。前部框架9将环形空间8与两个护罩4和5之间形成的空间的其余部分分隔开。

短舱2进一步包括用于将热空气吹送到所述环形空间中的器件。具体地，如果有需要的话，短舱2的前缘被热源加热而进行除冰，该热源通常是从发动机3注入的加压热空气，该加压热空气通过加压热空气循环回路([图2]中示意性地描绘)输送至所述前缘。

短舱2另外包括壁91，该壁固定至所述前部框架9、布置在吸声面板6上方、并且与所述面板大致平行，所述壁91与不透声波的反射层6a一起产生通路92。

前部框架9设置有孔口9a，该孔口允许将从环形空间8移除的热空气穿过孔口9a朝向通路92(箭头8a)输送。

在此实施例中，热交换器装置11可以沿短舱2的周向方向布置。

热交换器装置11还包括传热流体、以及至少一个蒸发器12a和至少一个冷凝器12c，该至少一个蒸发器被布置成与吸声面板6的对于声波而言呈反射性且非穿透性的层6a接触，该至少一个冷凝器布置在蜂窝结构6b的内部、在声阻多孔层6c附近，如[图3]和[图4]所展示的。构成防冰保护系统1的多个不同的元件已经被描绘为彼此不接触，以便更容易理解系统1。然而，必须理解的是，反射层6a、蜂窝结构6b、以及多孔层6c以使得它们确实彼此接触的方式进行制造。

一个或多个蒸发器12a被配置成用于汲取热源所供应的热量中的至少一些热量。热量然后传递至传热流体。

因此，一个或多个蒸发器12a所汲取的热量经由传热流体传递至一个或多个冷凝器12c。一个或多个冷凝器12c被配置成用于将一个或多个蒸发器12a所汲取的热量中的至少一些热量递送至声阻多孔层6c。

有利地，热管可以是脉动热管(php)。该脉动热管由一系列毛细管构成，这些毛细管含有以两相(液相和气相)存在的恒定体积流体。反射层6a一侧上存在的热量将使得液体在蒸发器12a处蒸发成气泡，从而使得压力增加。多孔层6c一侧上存在的低温(冰)将使气泡在冷凝器12c处转化为液体并且引起压力下降。这种压力梯度将允许气泡从蒸发器12a移动至冷凝器12c并且允许液体从冷凝器12c移动至蒸发器12a，因此引起热传递。

有利地，热管12可以是循环热管(lhp)。特别地，这种热管的优点是：该热管的热传递特性比其他类型的热管更好，并且不管热管的位置如何，该热管都保持最佳操作。

热管12中所使用的流体是满足航空要求(关于火、烟气等)和极端飞行状况(关于温度、压力等)的流体。

根据所期望的除冰质量，蒸发器12a(或相应地是冷凝器12c)可以间隔开3mm至15mm的距离，蒸发器12a和冷凝器12c的直径能够从3mm至4mm之间变化。

此外，一个或多个热管12包括至少一个含有恒定体积流体的毛细管。

在此第一实施例中，热交换器装置11是u形形状的。在此实施例中，热管12已经自身弯曲以形成u形，如[图4]中描绘的。因此蒸发器12a和冷凝器12c大致彼此平行。结果是，蒸发器12a和冷凝器12c两者都布置在吸声面板6的同一个块pa中。

[图5]描绘了防冰保护系统1沿aa的截面的视图。为了制造这种系统，在蜂窝结构6b的、将与不透声波的反射层6a接触的蜂窝结构6b的小室中机加工出凹槽61a。类似地，在所述结构的、将与声阻多孔层6c接触的蜂窝结构6b的小室中机加工凹槽61c。反射层6a优选地由热导体材料制成，以便确保传热液体的有效蒸发。这种材料可以例如是金属材料(例如铝)。此反射层6a可以包括热空气通路62，以便更好地输送从环形空间8移除的、沿通路92经过的热空气。出于与反射层6a相同的原因，所述多孔层6c可以由热导体材料、例如金属材料(例如铝)制造而成。由于多孔层6c所使用材料的良好导热性，消除了此区域中所存在的冰。

现在将描述制造根据此第一实施例的保护系统1的一种方式。首先，通过使热管12弯曲而将热管12(即，蒸发器12a和冷凝器12c)确定形状为u形。其次，一个或多个蒸发器12a(或相应地一个或多个冷凝器12c)结合到蜂窝结构6b的小室中的事先机加工出的凹槽61a(或相应地61c)内。接下来，使用本领域技术人员已知的常规方法来制造吸声面板6，例如通过铺放(覆合)声阻多孔层6c、包括热管12的蜂窝结构6b、以及不透声波的反射层6a来制造。

有利地，然后可以将包括锯齿状物的外壳结合至吸声面板6的反射层6a，以便形成热空气通路62。

根据[图6]、[图7]、以及[图8]中描绘的本发明的第二实施例，热量装置11采取s形形状。[图6]描绘了热管12，这些热管可以沿短舱2的轴向方向布置。在此实例中，热管12可以弯曲成s形形状([图7]和[图8])。蒸发器12a和冷凝器12c然后在液体管12b的两侧弯曲以便大致形成s形形状。在此实施例中，蒸发器12a和冷凝器12c并未布置在吸声面板6的同一个块(pa，pa-1)中。具体地，如[图8]中可见，蒸发器12a放置在一个吸声面板的块pa上，而对应的冷凝器12c安装在前一个块pa-1的下部部分中。

根据[图7]中描绘的此实施例，蒸发器12a安装在通路92中，该通路允许从环形空间8移除的热空气穿过孔口9a而与反射层6a接触。这种特别的布置允许从所述环形空间8移除的热空气与蒸发器12a之间的直接接触，因此促进传热流体的蒸发。冷凝器12c就其本身而言抵靠多孔层6c固定(例如通过粘合)。根据此实施例，多孔层6a并非必须由金属材料制成，而是还可以由常规材料制造而成。

被布置成与反射层6a接触的一个或多个蒸发器12a通过沿通路92循环的空气与一个或多个蒸发器12a之间的直接接触而汲取在通路92中循环的热量。一个或多个蒸发器12a中所蒸发的传热流体通过一个或多个热管12的一个或多个液体管12b输送至一个或多个冷凝器12c。热量因此被传输至多孔层6c。结果是，消除了这些区域中所存在的冰。

为了制造这种防冰保护系统1，在所述结构的、将与声阻多孔层6c接触的蜂窝结构6b的小室中机加工凹槽61c。为了保证传热流体的有效蒸发，所述多孔层6c可以由是热导体的材料、例如由金属材料(例如铝)制造而成。由于多孔层6c所使用材料的良好导热性，消除了此区域中所存在的冰。

首先，通过使热管12弯曲而将热管12(即，蒸发器12a和冷凝器12c)确定形状为s形。冷凝器12c然后结合到蜂窝结构6b的小室中的事先机加工出的凹槽61c中。接下来，使用本领域技术人员已知的常规方法制造构成块pa-1的多个不同的吸声面板6，例如通过铺放(覆合)声阻多孔层6c、包括冷凝器12c的蜂窝结构6b、以及不透声波的反射层6a来制造。蒸发器12a然后结合到块pa的吸声面板6的对于声波而言呈反射性且非穿透性的层6a的顶部上。最后，使用本领域技术人员已知的任何合适的器件密封块pa和pa-1的面板6之间的连结部。

优选地，无论哪个实施例，蒸发器12a都分布在吸声面板6的整个不透声波的反射层6a上。类似地，冷凝器12c分布在吸声面板6的整个声阻多孔层6c上。

供应至环形空间8的热空气可以来自本领域技术人员已知的常规飞行器空气加热装置。空气加热装置于是被配置成用于产生供应至短舱2的环形空间8的热空气。

因此，加热装置将热空气供应至唇缘7的环形空间8。热空气然后在唇缘7的环形空间8中循环并且经由孔口9a朝向通路92移除。在通路92中循环的热量于是由布置成与不透声波的反射层6a相接触的一个或多个蒸发器12a汲取。为此目的，一个或多个蒸发器12a中的传热流体被蒸发并且通过一个或多个热管12的液体管12b输送到一个或多个冷凝器12c。热量经由一个或多个冷凝器12c传输至声阻多孔层6c，传热流体在该一个或多个冷凝器中液化，从而将热量供应至冷凝器12c。经液化的传热流体然后经由液体管12b回到一个或多个蒸发器12a。

被布置成与反射层6a接触的一个或多个蒸发器12a汲取在通路92中循环的热量，这是由所使用材料的良好导热性促进的步骤。一个或多个蒸发器12a中所蒸发的传热流体通过一个或多个热管12的一个或多个液体管12b输送至一个或多个冷凝器12c。热量于是传输至多孔层6c并且消除了这些区域中所存在的冰。

非限制性地，吹送到环形空间8内的空气通常被加热至从250℃至450℃范围的温度。

根据[图9]中展示的第三实施例，一个或多个冷凝器12c被插入在蜂窝结构6b与声阻多孔层6c之间。根据此实施例，不需要对蜂窝结构6b进行机加工。一个或多个冷凝器通过本领域技术人员已知的任何固定手段、例如非限制性地通过粘合固定至蜂窝结构。多孔层6c然后被固定至一个或多个冷凝器12c。在制造包括一个或多个冷凝器12c的吸声面板6期间还可以考虑将所述冷凝器定位在蜂窝结构6b上，并且然后在使整体固结之前在所述冷凝器12c上铺放(覆合)声阻多孔层6c。这种吸声面板的优点在于易于生产。

已经存在沿短舱2的周向方向布置的、并且具有u形形状热管12的防冰保护系统1。然而，如果热管12是s形形状，这些热管也可以同样好地执行它们的功能。类似地，已经存在沿短舱2的轴向方向布置并且具有s形形状热管12的防冰保护系统1。然而，如果热管12是u形形状，这些热管也可以同样好地执行它们的功能。

因此，此防冰保护系统1允许特别是藉由蒸发器12a和冷凝器12c的靠近而将热量从通路92有效传递至吸声面板6。此外，保护系统1使得可以使用沿通路92循环的热量，因此更有效地使用热源所供应的热量。最后，由于通路中存在的热空气的温度藉由与蒸发器12a的热量传递而降低，因此在短舱中可以移除此空气，而不会有损坏周围结构的风险(箭头8b)。

最后，冷凝器的存在不会削弱吸声面板6的声学消声。

根据[图10]、[图11]、以及[图12]中展示的本发明的第四实施例，热交换器装置11进一步包括传热流体和至少一个蒸发器12a，该至少一个蒸发器热连接至热源并且通过任何合适的固定手段(例如粘合或焊接)而固定在唇缘7的内部面7a上。一个或多个蒸发器12a被配置成用于汲取热源所供应的热量14中的至少一些热量。热量14于是传递至传热流体([图10]和[图11])。根据本发明的一个优点，一个或多个蒸发器12a与热源所供应的热量14直接接触，由此尤其提高了热交换器装置11的效率。

热交换器装置11还包括固定至内护罩5的至少一个冷凝器12c。一个或多个蒸发器12a所汲取的热量14经由传热流体传递至一个或多个冷凝器12c。一个或多个冷凝器12c被配置成用于将一个或多个蒸发器12a所汲取的热量中的至少一些热量14递送一个或多个吸声面板6。

有利地，吸声面板的蜂窝结构以使得存在凹槽61c的方式进行机加工，一个或多个冷凝器12c插入在这些凹槽中，如[图11]中展示的。根据此实施例，唇缘7根据吸声面板6进行穿孔，使得声波可以进入吸声面板6的蜂窝结构6b。但是吸声面板6因此保持其功能性，尽管有冷凝器12c存在。

优选地，冷凝器12c分布在整个内护罩5上。

蒸发器12a中的每一个蒸发器通过至少一个热管12流体连接至至少一个冷凝器12c([图10]和[图11])。

有利地，如[图11]中描绘的，一个或多个热管12还包括至少一个液体管12b，该至少一个液体管被配置成用于将通过在冷凝器12c中冷却而液化的传热流体从冷凝器12c输送至蒸发器12a。

有利地，热管12是脉动热管或循环热管(lhp)。

液体管12b可以是允许经液化的传热流体回到蒸发器12a、或允许经气化的传热流体通过重力或毛细作用回到冷凝器12c的管。

唇缘7具有由前部框架9封闭的环形空间8。前部框架9将环形空间8与两个护罩4和5之间形成的空间的其余部分分隔开。前部框架9的下部部分不是固定至唇缘7的内部面7a，而是固定至密封装置18，该密封装置插入在一个或多个热管12与前部框架9的下部部分之间。此密封装置18确保了热量14保持被限制在环形空间8中，并且因此不会散布到两个护罩4和5之间形成的空间中。

有利地，前部框架9的下部部分所具有的形状朝向短舱2的内部弯曲、并且具有密封装置18所固定至的平坦部([图10])。

[图12]中描绘的密封装置18被确定形状为适应一个或多个热管12的形状。该密封装置可以采取包括凹口18a的板件的形式，这些凹口具有与一个或多个热管12的液体管12b相同的形状和尺寸。该密封装置优选地由能够经受热量14的金属(例如钛)制造而成。此密封装置18通过任何常规固定手段紧固至进气口唇缘7和前部框架9。

总体上，环形空间8由两个d形管道构成，这两个d形管道形成正好位于前缘后方的环。

唇缘的环形空间8被设计成用于接收热空气10供应([图10])。

根据一个实施例，热源与供应至唇缘7的环形空间8的热空气10相对应。

有利地，至少一个热管12被配置成用于将热量14从唇缘7的内部面7a传递至一个或多个吸声面板6。

一个或多个蒸发器12a因此被配置成用于汲取供应至唇缘7的环形空间8的热空气10所供应的热量14中的至少一些热量。热量14于是传递至传热流体([图10]和[图11])。

优选地，蒸发器12a分布在唇缘7的整个内部面7a上。

供应至环形空间8的热空气10可以来自飞行器空气加热装置19。空气加热装置19被配置成用于产生供应至每个短舱2的环形空间8的热空气10。

例如，飞行器包括至少一个管道20，该管道将一个或多个空气加热装置19连接至短舱2中的每一个短舱的环形空间8。该一个或多个管道20被配置成用于将空气加热装置19所产生的热空气10输送至唇缘7的环形空间8。飞行器还包括用于每个管道20的至少一个阀21，该至少一个阀被配置成用于调节流动穿过一个或多个管道20的热空气10的压力和流速。

一个或多个管道20可以与喷嘴或短笛管(piccolotube)相对应。

例如，空气加热装置19与发动机3的、由短舱2包围的压缩级相对应。因此，发动机3的压缩级将热空气10供应至包围发动机3的短舱2的唇缘7的环形空间8。

因此，加热装置19将热空气10供应至唇缘7的环形空间8。热空气10然后流动穿过唇缘7的环形空间8。固定至唇缘7的内部面7a的一个或多个蒸发器12a于是汲取热空气10的热量。为此，在一个或多个蒸发器12a中的传热流体蒸发并且通过一个或多个热管12的一个或多个液体管12b输送到一个或多个冷凝器12c。热量因此经由一个或多个冷凝器12c传输至吸声面板6，传热流体在该一个或多个冷凝器中被液化，从而向冷凝器12c供应热量。经液化的传热流体然后经由一个或多个热管12回到一个或多个蒸发器12c。

此保护系统1允许将热量从唇缘7的内部面7a有效地传递至吸声面板6。此外，由于一个或多个蒸发器12a与供应至唇缘7的环形空间8的热空气10所供应的热量14之间的直接接触，保护系统1允许直接使用热空气的热量，并且因此允许更有效地使用热空气10所供应的热量14。