用于机舱防结冰的喷嘴和导叶系统的制作方法

本发明涉及在用于飞机喷气发动机推进系统的防结冰系统中的改进。

背景技术：

在飞机的暴露的表面(诸如飞机机翼、螺旋桨、和发动机空气入口)上的冰的形成从重于空气(heavierthanair)飞行的初期开始已经是问题。任何积累的冰增加相当大的重量，并改变翼型件或入口轮廓，使得飞机远远更难飞行，且在一些情况下导致飞机的损耗。在喷气飞机的情况下，从发动机入口壳体的前缘松脱的大块冰可能损坏旋转叶片或其他内部发动机构件并导致发动机故障。

最常见的防结冰技术之一是将热气体通过管道输送到邻近可能结冰区域的壳体中。解决此问题的当前技术通常落入两类系统中的一种：冲击式环系统或涡旋喷嘴系统。在各情况下，热气体导管简单地将热气体引入壳体(诸如喷气发动机入口的前缘或机翼前缘)中。虽然这些系统通常是有效的，但是它们的效率由于比所需的多的热能被引入局部区域中而非在感兴趣的区上更有效地分布而降低。这些局部“热”点的结果是对壳体的结构完整性的不利影响。

在冲击式环系统中，通过在围绕入口的前部延伸360度的环形管中的策略地定位的孔，热空气冲击在形成发动机入口唇缘的金属蒙皮上。空气冲击在形成入口唇缘的金属蒙皮的内部表面上，从而导致金属温度升高并防止积冰。

现有的涡旋喷嘴通过包含在单个壳体内的多个孔排出热空气，且结果是形成热空气射流场。空气以高速排出，以至于其在最前面的入口隔室(通常称为d形管唇缘(d-ductlip))中产生涡旋效应。空气围绕环形d形管隔室继续移动360度。其围绕隔室循环数次，直到其通过排气端口离开进入环境空气中。该循环和/或涡旋的热空气加热入口唇缘蒙皮并防止积冰，从而减轻对冰从唇缘脱落并冲击在下游的旋转发动机叶片上的担心。尽管说明书的附图和措词出于解释目的使用前整流罩防结冰，但是本文中公开的发明可适用于经受冰形成的任何其他壳体，包括但不限于机翼导管和管道。

两个现有系统都具有限制。冲击环式防冰系统具有围绕前入口隔室延伸360度的笨重的管和支撑结构。虽然这些系统通常具有非常高的热转移比例，但是它们也对飞机的推进系统增加相当大的重量。涡旋喷嘴系统通常显著轻于冲击环式系统并使用更少的空气来对唇缘表面进行防冰。两种系统都给予局部的喷射冲击，这可助长结构劣化和不最理想的效率。

技术实现要素：

在一个实施例中，提供一种飞机防结冰系统。该系统包括入口唇缘，入口唇缘具有附接到隔壁(bulkhead)的外壳。入口唇缘包封环形壳体容积。该系统还包括从隔壁延伸到环形壳体容积中的一个或更多个导叶。一个或更多个导叶中的各导叶包括联接于隔壁的第一端、延伸到环形壳体容积中的自由端、和在其间延伸的导叶主体。一个或更多个导叶位于喷嘴下游，喷嘴构造成将高温气体射流沿第一方向引导到环形壳体容积中。一个或更多个导叶构造成使高温气流通过第一转动角从第一方向转向至第二方向。第二方向构造成减少高温气流在入口唇缘的内表面上的直接冲击。

在第二实施例中，提供了一种用于防止飞机发动机的入口唇缘的结冰的方法。该方法包括将高温气流沿第一方向从喷嘴引导到入口唇缘中，入口唇缘包括附接到隔壁的外壳。入口唇缘包封环形壳体容积。该方法还包括利用位于喷嘴下游的一个或更多个导叶使高温气流通过第一转动角从第一方向转向至第二方向。第二方向构造成减少高温气流在入口唇缘的内表面上的直接冲击。

在第三实施例中，提供一种具有防结冰系统的喷气飞机。该喷气飞机的防结冰系统包括入口唇缘，该入口唇缘具有附接到隔壁的外壳。入口唇缘包封环形壳体容积。该喷气飞机的防结冰系统还包括从隔壁延伸到环形壳体容积中的一个或更多个导叶。一个或更多个导叶中的各导叶包括联接于隔壁的第一端、延伸到环形壳体容积中的自由端、和在其间延伸的导叶主体。一个或更多个导叶位于喷嘴下游，喷嘴构造成将高温气流沿第一方向引导到环形壳体容积中。一个或更多个导叶构造成使高温气流从第一方向转向至第二方向，该第二方向构造成减少高温气流在入口唇缘的内表面上的直接冲击。

实施方案1.一种飞机防结冰系统，其包括：

入口唇缘，其包括附接到隔壁的外壳，所述入口唇缘包封环形壳体容积；和

一个或更多个导叶，其从所述隔壁延伸到所述环形壳体容积中，所述一个或更多个导叶中的各导叶包括联接于所述隔壁的第一端、延伸到所述环形壳体容积中的自由端、和在其间延伸的导叶主体，其中：

所述一个或更多个导叶定位在喷嘴的下游，所述喷嘴构造成将高温气流沿第一方向引导到所述环形壳体容积中；且

所述一个或更多个导叶构造成使所述高温气流通过第一转动角从所述第一方向转向至第二方向，所述第二方向构造成减少所述高温气流在所述入口唇缘的内表面上的直接冲击。

实施方案2.根据实施方案1所述的系统，其中，所述各导叶的所述自由端延伸到导叶高度，所述导叶高度高于在所述高温气流冲击所述一个或更多个导叶时所述高温气流距所述隔壁的对应高度。

实施方案3.根据实施方案1所述的系统，其中，所述各导叶还包括：

前缘，其与所述第一方向对准并位于所述喷嘴的下游；和

后缘，其与所述第二方向对准并位于所述前缘的下游。

实施方案4.根据实施方案3所述的系统，其中，所述各导叶还包括从所述前缘延伸到所述后缘的翼型件轮廓。

实施方案5.根据实施方案1所述的系统，其中，所述第二方向朝向所述环形壳体容积的内圆周。

实施方案6.根据实施方案1所述的系统，其中，所述一个或更多个导叶包括第一导叶和第二导叶，所述第一导叶相对于所述第二导叶定位为更靠近所述环形壳体容积的内圆周，其中：

所述第一导叶包括与所述第一方向对准且位于所述喷嘴下游的第一前缘，和与所述第二方向对准且位于所述第一前缘下游的第一后缘；

所述第二导叶包括与所述第一方向对准且位于喷嘴下游的第二前缘，和与第三方向对准且位于所述第二前缘下游的第二后缘；

所述第一导叶构造成使所述高温气流通过第一转动角从所述第一方向到所述第二方向朝所述环形壳体容积的内圆周转向；

所述第二导叶构造成使所述高温气流通过第二转动角从所述第一方向到所述第三方向朝所述环形壳体容积的内圆周转向；

所述第二转动角相对于所述第一转动角更大。

实施方案7.根据实施方案6所述的系统，其中，所述第一和第二前缘由前缘间隙分开，所述前缘间隙构造成在所述第一和第二导叶之间捕获所述高温气流。

实施方案8.根据实施方案7所述的系统，其中，所述第一和第二后缘由后缘间隙分开，所述后缘间隙比所述前缘间隙窄。

实施方案9.根据实施方案1所述的系统，其中，所述一个或更多个导叶定位成在高温气流与所述环形壳体容积内的环境空气混合之前使所述高温气流转向。

实施方案10.一种用于防止飞机发动机的入口唇缘结冰的方法，所述方法包括：

将高温气流沿第一方向从喷嘴引导到入口唇缘中，所述入口唇缘包括附接到隔壁的外壳，所述入口唇缘包封环形壳体容积；

利用位于所述喷嘴下游的一个或更多个导叶使所述高温气流通过第一转动角从所述第一方向转向到第二方向，所述第二方向构造成减少所述高温气流在所述入口唇缘的内表面上的直接冲击。

实施方案11.根据实施方案10所述的方法，其中，所述一个或更多个导叶各自包括联接于所述隔壁的第一端、延伸到所述环形壳体容积中的自由端、和在其间延伸的导叶主体。

实施方案12.根据实施方案10所述的方法，其中，各导叶的自由端延伸到导叶高度，所述导叶高度高于在所述高温气流冲击所述一个或更多个导叶时所述高温气流距所述隔壁的对应高度。

实施方案13.根据实施方案10所述的方法，其中，所述高温气流转向至第二方向，所述第二方向包括朝向所述环形壳体容积的内圆周。

实施方案14.根据实施方案10所述的方法，其中，各导叶还包括：

前缘，其与所述第一方向对准并位于所述喷嘴的下游；和

后缘，其与所述第二方向对准并位于所述前缘的下游。

实施方案15.根据实施方案14所述的方法，其中，各导叶还包括从所述前缘延伸到所述后缘的翼型件轮廓。

实施方案16.根据实施方案10所述的方法，其中，使所述高温气流转向还包括：

利用所述一个或更多个导叶中的第一导叶使所述高温气流通过第一转动角从所述第一方向转向到所述第二方向，其中，所述第二方向朝向所述入口唇缘的内圆周；

利用所述一个或更多个导叶中的第二导叶使所述高温气流通过第二转动角从所述第一方向转向到第三方向，其中：

所述第二导叶相对于所述第一导叶定位为距所述入口唇缘的内圆周更远；且

所述第二转动角相对于所述第一转动角指向为更为朝向所述内圆周。

实施方案17.根据实施方案16所述的方法，还在使所述高温气流转向之前在所述第一和第二导叶之间捕获所述高温气流。

实施方案18.一种包括防结冰系统的喷气飞机，所述防结冰系统包括：

入口唇缘，其包括附接到隔壁的外壳，所述入口唇缘包封环形壳体容积；和

一个或更多个导叶，其从所述隔壁延伸到所述环形壳体容积中，所述一个或更多个导叶中的各导叶包括联接于所述隔壁的第一端、延伸到所述环形壳体容积中的自由端、和在其间延伸的导叶主体，其中：

所述一个或更多个导叶位于喷嘴下游，所述喷嘴构造成将高温气流沿第一方向引导到所述环形壳体容积中；且

所述一个或更多个导叶构造成将使所述高温气流通过第一转动角从所述第一方向转向至第二方向，所述第二方向构造成减少所述高温气流在所述入口唇缘的内表面上的直接冲击。

实施方案19.根据实施方案18所述的喷气飞机，其中，所述各导叶的所述自由端延伸到导叶高度，所述导叶高度高于在所述高温气流冲击所述一个或更多个导叶时所述高温气流距所述隔壁的对应高度。

实施方案20.根据实施方案18所述的喷气飞机，其中，所述一个或更多个导叶包括第一导叶和第二导叶，所述第一导叶相对于所述第二导叶定位成更靠近所述环形壳体容积的内圆周，其中：

所述第一导叶包括与所述第一方向对准且位于所述喷嘴下游的第一前缘，和与所述第二方向对准且位于所述第一前缘下游的第一后缘；

所述第二导叶包括与所述第一方向对准且在与第一前缘相同的下游位置处定位在喷嘴下游的第二前缘，和与第三方向对准且位于所述第二前缘下游的第二后缘；

所述第一导叶构造成使所述高温气流通过所述第一转动角转向；

所述第二导叶构造成使所述高温气流通过第二转动角从所述第一方向转向到所述第三方向，其中，所述第二转动角相对于所述第一转动角指向为更为朝向所述内圆周。

技术方案1.一种飞机防结冰系统1，其包括：

入口唇缘14，其包括附接到隔壁32的外壳46，所述入口唇缘14包封环形壳体容积44；和

一个或更多个导叶56，其从所述隔壁32延伸到所述环形壳体容积44中，所述一个或更多个导叶56中的各导叶56包括联接于所述隔壁32的第一端28、延伸到所述环形壳体容积44中的自由端30、和在其间延伸的导叶主体67，其中：

所述一个或更多个导叶56定位在喷嘴34的下游，所述喷嘴34构造成将高温气流50沿第一方向58引导到所述环形壳体容积44中；且

所述一个或更多个导叶56构造成使所述高温气流50通过第一转动角从所述第一方向58转向至第二方向60，所述第二方向60构造成减少所述高温气流50在所述入口唇缘14的内表面62上的直接冲击52。

技术方案2.根据技术方案1所述的系统1，其中，所述各导叶56的所述自由端30延伸到导叶高度70，所述导叶高度70高于在所述高温气流50冲击所述一个或更多个导叶56时所述高温气流50距所述隔壁32的对应高度72。

技术方案3.根据技术方案1所述的系统1，其中，所述各导叶56还包括：

前缘74，其与所述第一方向58对准并位于所述喷嘴34的下游；和

后缘75，其与所述第二方向60对准并位于所述前缘74的下游。

技术方案4.根据技术方案3所述的系统1，其中，所述各导叶56还包括从所述前缘74延伸到所述后缘75的翼型件轮廓。

技术方案5.根据技术方案1所述的系统1，其中，所述第二方向60朝向所述环形壳体容积44的内圆周80。

技术方案6.根据技术方案1所述的系统1，其中，所述一个或更多个导叶56包括第一导叶76和第二导叶78，所述第一导叶76相对于所述第二导叶78定位为更靠近所述环形壳体容积44的内圆周80，其中：

所述第一导叶76包括与所述第一方向58对准且位于所述喷嘴34下游的第一前缘82，和与所述第二方向60对准且位于所述第一前缘82下游的第一后缘84；

所述第二导叶78包括与所述第一方向58对准且位于喷嘴34下游的第二前缘86，和与第三方向90对准且位于所述第二前缘86下游的第二后缘88；

所述第一导叶76构造成使所述高温气流50通过第一转动角从所述第一方向58到所述第二方向60朝所述环形壳体容积44的内圆周80转向；

所述第二导叶78构造成使所述高温气流50通过第二转动角从所述第一方向58到所述第三方向90朝所述环形壳体容积44的内圆周80转向；

所述第二转动角相对于所述第一转动角更大。

技术方案7.根据技术方案6所述的系统1，其中，所述第一和第二前缘82,86由前缘间隙92分开，所述前缘间隙92构造成在所述第一和第二导叶76,78之间捕获所述高温气流50。

技术方案8.根据技术方案7所述的系统1，其中，所述第一和第二后缘84,88由后缘间隙94分开，所述后缘间隙94比所述前缘间隙92窄。

技术方案9.根据技术方案1所述的系统1，其中，所述一个或更多个导叶56定位成在高温气流50与所述环形壳体容积44内的环境空气混合之前使所述高温气流50转向。

技术方案10.一种包括防结冰系统1的喷气飞机100，所述防结冰系统1包括：

入口唇缘14，其包括附接到隔壁32的外壳46，所述入口唇缘14包封环形壳体容积44；和

一个或更多个导叶56，其从所述隔壁32延伸到所述环形壳体容积44中，所述一个或更多个导叶56中的各导叶56包括联接于所述隔壁32的第一端28、延伸到所述环形壳体容积44中的自由端30、和在其间延伸的导叶主体67，其中：

所述一个或更多个导叶56位于喷嘴34下游，所述喷嘴34构造成将高温气流50沿第一方向58引导到所述环形壳体容积44中；且

所述一个或更多个导叶56构造成将使所述高温气流50通过第一转动角从所述第一方向58转向至第二方向60，所述第二方向60构造成减少所述高温气流50在所述入口唇缘14的内表面62上的直接冲击52。

技术方案11.根据技术方案10所述的喷气飞机100，其中，所述各导叶56的所述自由端30延伸到导叶高度70，所述导叶高度70高于在所述高温气流50冲击所述一个或更多个导叶56时所述高温气流50距所述隔壁32的对应高度72。

技术方案12.根据技术方案10所述的喷气飞机100，其中，所述一个或更多个导叶56包括第一导叶76和第二导叶78，所述第一导叶76相对于所述第二导叶78定位成更靠近所述环形壳体容积44的内圆周80，其中：

所述第一导叶76包括与所述第一方向58对准且位于所述喷嘴34下游的第一前缘82，和与所述第二方向60对准且位于所述第一前缘下游82的第一后缘84；

所述第二导叶78包括与所述第一方向58对准且在与第一前缘82相同的下游位置处定位在喷嘴34下游的第二前缘86，和与第三方向90对准且位于所述第二前缘86下游的第二后缘88；

所述第一导叶76构造成使所述高温气流50通过所述第一转动角转向；

所述第二导叶78构造成使所述高温气流50通过第二转动角从所述第一方向58转向到所述第三方向90，其中，所述第二转动角相对于所述第一转动角指向为更为朝向所述内圆周80。

附图说明

图1-7示出本文中描述的方法和设备的示范实施例。

图1是典型的喷气涡轮发动机的示意图；

图2是包括涡旋喷嘴的入口唇缘的局部视图；

图3是涡旋喷嘴组件的示意图；

图4是移动通过入口唇缘的环形壳体容积的高温气流的温度分布；

图5是移动通过入口唇缘的环形壳体容积内的一个或更多个导叶的高温气流的温度分布；

图6是移动通过入口唇缘的环形壳体容积内的一个或更多个导叶的高温气流的截面示意图；

图7是入口唇缘的环形壳体容积内的一个或更多个导叶的截面示意图；且

图8a是是具有防结冰系统的喷气飞机的前视图，且图8b是图8a中例示的飞机的发动机机舱的特写图。

部件列表

1防结冰系统

10喷气涡轮发动机

12中央壳体

14环形入口唇缘

16螺旋毂盖

18入口

20空气入口区段

22排气出口

24压缩机区段

26导管

28第一端

30自由端

32隔壁

34出口喷嘴

36孔

38流体流通道

40喷嘴出口

42发动机后引出口

44环形壳体容积

46入口唇缘的环形外壳

48喷嘴唇缘的圆周中心线

50高温气流

52热气体冲击区域

54外圆周

56一个或更多个导叶

58股流(plume)行进的第一方向

60股流行进的第二方向

62壳体的内表面

64导叶

66导叶的第一端

67导叶主体

68导叶的自由端

70导叶高度

72股流的对应高度

74前缘

75后缘

76第一导叶

78第二导叶

80环形壳体的内圆周

82第一前缘

84第一后缘

86第二前缘

88第二后缘

90第三方向

92前缘间隙

94后缘间隙

100飞机

102机身

104机翼

108安装于机身的发动机组件

110机身挂架

111安装于机翼的发动机组件

112机翼挂架。

具体实施方式

现详细参照附图并更具体而言参照图1，可看到适合用于飞机推进的类型的喷气涡轮发动机10的示意图。涡轮发动机10容纳在中央壳体12内。环境空气在发动机10的螺旋毂盖16与部分地由环形外壳46形成的入口唇缘14之间通过空气入口区段20进入发动机10，环形外壳46构成发动机10的空气入口区段20的最前部分，为了简要，已从图1中省略其一些构件。通过在中央壳体12内焚烧进入的空气和燃料且使所得的热的高压推进气体行进通过排气出口22并离开发动机10的后引出口42而产生发动机推力。

在飞行中，冰趋于形成在入口唇缘14上(除了为了简要而省略的其他飞机构件之外)。冰改变限定在入口唇缘14与螺旋毂盖16之间的入口18的轮廓，从而不利地影响去往发动机10的进入空气的所需的量、流动路径、和品质。而且，冰块可从这些构件周期性地脱离且进入发动机10，从而损坏转子叶片和其他内部发动机部件(未例示)。

在喷气发动机10的压缩机区段24内，是含有热气体的区域。适合的导管26在第一端28处操作地连接到该含有热气体的区域，以提供从该区域提取一部分热气体的装置。在一个实施例中，含有热气体的区域是环境放出空气歧管，但在其他实施例中，含有热气体的区域可以是发动机10的任何其他合适的区域或热空气源，包括但不限于压缩机排放放出空气歧管。导管26的第二端30穿透隔壁32，该隔壁32基本上封闭入口唇缘14的环形外壳46，以包封含有一定量空气的环形壳体容积44。

运送来自发动机10压缩机区段24的热的高压气体的导管26延伸穿过隔壁32并终止于出口喷嘴34中，出口喷嘴34连接到导管26的第二端30。如在图2中例示的，出口喷嘴34优选地弯曲大致90度，以便出口喷嘴34与环形壳体容积44的周向中心线48近似相切地对准。在其他实施例中，出口喷嘴34弯曲的角度可显著更大或更小。在甚至更多的实施例中，出口喷嘴34可以相对于任何其他轴线旋转，并且在入口唇缘14的环形壳体容积44内向上或向下且向前或向后平移。

在各种实施例中，喷嘴34构造成在热气体离开喷嘴34时给予旋转的流动。在图3中例示的一个实施例中，喷嘴34含有以螺旋状样式扭曲的多个流体流通道38。在优选实施例中，使用四至六个流体流通道38，然而在其他实施例中，通道的数量可显著更多或更少。另外，可使用其他装置来引起旋转，包括但不限于内部导叶或喷嘴。在热气体在喷嘴34内侧移动时，流体流通道38对热气体给予旋转移动，并将从喷嘴出口40离开的热气体引导到入口唇缘14的环形壳体容积44中。将认识到的是，将热气体引导到入口唇缘14的环形壳体容积44内的空气中对空气流给予动量，并将引起初始质量的空气在环形壳体容积44内沿涡旋旋转方向旋转。在热空气射流的开始之后不久，壳体容积44被经由出口喷嘴34引入的热气体填充。当出口喷嘴34操作时，热气体将继续围绕环形壳体容积44涡旋。而且，如图2中见到的，在该质量的热气体在入口唇缘14的环形外壳容积44内旋转时，适合的排气装置(示为在入口唇缘14的环形外壳46的外侧位置形成的适合大小的孔36)允许热空气气体质量的一部分在与正被引导到入口唇缘14的环形壳体容积44中的热气体的质量流速匹配的质量流速下逸出入口唇缘14的环形壳体容积44，以维持流的平衡。在其他实施例中，孔36可位于其他区域中，包括但不限于入口唇缘14的后区域。

将认识到的是，在热气体被通过喷嘴34引导到入口唇缘14的环形壳体容积44中时，对于给定的一组操作条件，将在过渡期之后达到热平衡状态。热能通过对流从热气体转移到入口唇缘14的环形外壳46的内表面62，然后经热传导通过环形外壳46的材料转移，并最终通过对流从环形外壳46的材料中移除到外部环境空气流。以这种方式，入口唇缘14的环形外壳46被加热，并且随后保持无冰。通过喷嘴34和热的高压气体和包含在入口唇缘14的环形壳体容积44内的循环气流的混合，射流冲击温度低于射流离开喷嘴34时的温度。然而，在环形外壳46的内表面62上的直接射流冲击52的区域中仍继续存在显著的局部加热。

为了减少在入口唇缘14的局部区域处热气体冲击和过度加热，通过喷嘴34引导到入口唇缘14的环形壳体容积44中的热气体的流速被限制为最大流速。如果该流速超过最大流速，则高温气流50可能在冲击区域52处侵蚀性地冲击入口唇缘14的环形外壳46的内表面62，从而比所期望的更激烈地对该局部区域52进行热加载。这种情况不利地影响系统1的效率，因为其沿入口唇缘14的圆周的其余部分留下更少的可用于防结冰工作的热能。作为非限制性示例，冲击可发生在环形壳体容积44的外圆周54处。因为该冲击流50给予侵蚀性的热负载，所以冲击区域52内的结构(包括但不限于环形外壳46和隔壁32)易受过热和因热破坏导致的潜在结构劣化的影响。

在各种实施例中，一个或更多个导叶56作为防结冰系统1的一部分定位在入口唇缘14的环形壳体容积44内，如图5中例示的。一个或更多个导叶56构造成使在第一方向58上通过喷嘴34引导的高温气流50转向到第二方向60。通过使高温气流50的行进转向，射流冲击被延迟到更下游的冲击区域52，从而允许额外的时间对循环气流给予动量，从而降低喷射气流的强度并产生更均匀的流和温度场。结果是结构劣化的可能性更小和系统效率的提高。加热的气流50的冲击的该延迟减少了对周围结构的早期热损耗，从而使来自流50的更多热能可用于循环空气，从而导致在环形外壳46的内表面62上的更均匀的加热分布。

再次参照图5，一个或更多个导叶56定位在喷嘴34的下游。如图6中例示的，一个或更多个导叶56中的各导叶64包括附接到隔壁32的第一端66、与第一端66相反的自由端68、和在它们之间的导叶主体67。各导叶64从隔壁32延伸到环形壳体容积44中而不附接到环形外壳46。不受限于任何特定理论，认为将一个或更多个导叶56附接到环形外壳46可提供传导路径，通过该传导路径，来自高温气流50的热量可局部地转移到隔壁32，从而潜在地降低系统1的效率。

如图6中所例示出的，各导叶64从隔壁32延伸到导叶高度70。在各种实施例中，导叶高度70构造成大于或等于在流50冲击一个或更多个导叶56时的流50的对应高度72。在该实施例中，导叶高度70确保一个或更多个导叶56捕获流50并且使流50从第一方向58转向到第二方向60。

再次参照图5，各导叶64包括定位在喷嘴34下游的前缘74和定位在前缘74下游的后缘76。前缘74与流50的第一方向58对准，且后缘76与第二方向60对准。第一方向58对应于流50冲击在各导叶64上的方向。不受限于任何特定理论，使前缘74与第一方向58对准允许流50和各导叶64之间的具有最小湍流或溢出的平滑相互作用，从而减少环形壳体容积44内的流体动态阻力和相关阻塞。

后缘76与第二方向60对准。在各种实施例中，第二方向构造成减少高温气流50在入口唇缘14的环形外壳46的内表面62上的直接冲击。通常，高温气流50在由喷嘴34引导的第一方向58上行进，直到流遇到表面，诸如在外圆周54处的入口唇缘14的环形外壳46的内表面62，如图4中例示的。在各种实施例中，后缘76所对准的第二方向60指向内圆周80，如图5中例示的。在流50的行进通过一个或更多个导叶56在第一转动角下从第一方向58转向到第二方向60的行进之后，流50沿第二方向60向下游前进，直到流50在外圆周54处冲击环形外壳46的内壁62。然而，因为流50已具有在环形壳体容积44内行进的额外的时间和距离，所以通过与容积44中的较冷的周围空气的混合，而流50已显著地得到冷却。结果，冲击区域52处的流50的温度低于可能潜在地使周围的结构元件过热的温度，并且热气流50中的更多热能可用于入口唇缘14的下游防结冰。

在各种实施例中，各导叶64可具有在前缘74和后缘76之间的任何轮廓而不受限制。在一个实施例中，各导叶64具有弯曲的轮廓，该弯曲的轮廓从在前缘处与第一方向58的对准逐渐过渡到在后缘76处与第二方向60的对准，如图5中例示的。在另一实施例中，各导叶64包括在前缘74和后缘76之间的至少两个平面小面(未示出)。在该实施例中，各导叶64包括与第一方向58对准的第一小面和与第二方向60对准的第二小面，第一小面包括前缘74和剩余导叶64的至少一部分，第二面包括后缘76和剩余导叶64的至少一部分。

在各种其他实施例中，各导叶64可具有在前缘74和后缘76之间的任何厚度轮廓而不受限制。在一个实施例中，各导叶64可以是板块(slab)状(参见图5)，特征在于从前缘74和后缘76的恒定厚度。在该实施例中，前缘74和后缘76可独立地具有边缘轮廓，包括但不限于：平坦(方形)边缘、圆形边缘、包括两个或更多个小面的有小面边缘、或者渐缩成尖锐边缘的边缘轮廓。在另一实施例中，各导叶64可设有与任何已知的翼型件轮廓对应的厚度轮廓而不受限制。在该实施例中，厚度轮廓在距隔壁32的各距离处可以是恒定的(参见图6)，或者厚度轮廓可以作为距隔壁32的距离的函数而变化。作为非限制性示例，各导叶64可从第一端66处的较厚轮廓渐缩到自由端68处的较薄轮廓68，或反之亦然。在另一实施例中，各导叶64可具有一个或更多个流输送特征(flowentrainmentfeature)，包括但不限于附接到自由端68的端板，以增强高温气流50的捕获和转向。

在各种实施例中，一个或更多个导叶56包括至少一个导叶、至少两个导叶、至少三个导叶、至少四个导叶、或至少五个导叶。在一个示范实施例中，一个或更多个导叶56包括第一导叶76和第二导叶78，如图7中例示的。在该实施例中，第一导叶76定位为相对于第二导叶78更靠近环形壳体容积44的内圆周80。第一导叶76包括位于喷嘴34(未示出)下游的第一前缘82和位于第一前缘82下游的第一后缘84。第二导叶78包括位于喷嘴34(未示出)下游的第二前缘82和位于第二前缘88下游的第二后缘86。

再次参照图7，第一前缘82和第二前缘86均与第一方向58对准，第一方向58与高温气流50冲击第一导叶76和第二导叶78的方向对准。如上所述，第一后缘84与第二方向60对准以使高温气流50朝内圆周80转向。第二后缘88与第三方向90对准，第三方向90构造成使定位为更靠近外圆周54的高温气流50的一部分朝内圆周80转向，以延迟流50在入口唇缘14的环形外壳46内表面62上的冲击。因为第二导叶78定位为比第一导叶76更靠近外圆周54，所以第二后缘88所对准的第三方向90使流50转向通过第二转动角，第二转动角相对于从第一方向58到第二方向60的第一转动角更为朝向内圆周80。

再次参照图7，在一个实施例中，第一前缘82和第二前缘86由前缘间隙92分开。在该实施例中，前缘间隙92构造成足够宽以用于在第一导叶76和第二导叶78之间捕获高温气流50(参见图6)。此外，第一后缘84和第二后缘88由后缘间隙94分开。在一个实施例中，前缘间隙92类似于后缘间隙94，从而导致从前缘82/86到后缘84/88在第一导叶76和第二导叶78之间的相对均匀的间隔。在另一实施例中，后缘间隙94相对于前缘间隙92较小，从而导致第一和第二导叶76/78之间的分开距离逐渐减小。不受限于任何特定理论，分开距离的该减小可以像喷嘴一样起作用，以增大离开第一和第二导叶76/78的高温气流50的流动速度，从而增强在入口唇缘14内的环形壳体容积44内由流50加热的空气的混合和移动。

在各种实施例中，防结冰系统1可用于实现一种用于通过以下步骤防止飞机发动机10的入口唇缘14结冰的方法：将高温气流50引导到环形壳体容积44中并在使流50第一转动角下从第一方向58转向到第二方向60，如上所述，第二方向60构造成减少流50在入口唇缘14的环形外壳46的内表面62上的直接冲击。在各种其他实施例中，以上在本文中描述的防结冰系统1可并入飞机的推进系统中，以防止推进系统的喷气涡轮发动机10的入口结冰。

图8a是包括机身102和一对机翼104的飞机100的示意图。在一个实施例中，飞机100包括一对安装于机身的发动机组件108，发动机组件108经由一对安装结构(即一对机身挂架110)联接于机身102并从机身102向外延伸。安装于机翼的发动机组件111经由一对安装结构(即一对机翼挂架112)从机翼104向下悬挂。机身挂架110和机翼挂架112可使用任何适合的联接布置(例如螺栓结合布置)分别联接于机身102和机翼104。安装于机翼的发动机组件111和安装于机身的发动机组件108除了安装定向之外基本上相似。图8b是一个安装于机翼的发动机组件111的特写视图。安装于机翼的发动机组件111包括入口唇缘114，入口唇缘114包封环形壳体容积44。

如图8b中例示的，飞机100的入口唇缘114还包括防结冰系统1。如上所述，防结冰系统1包括一个或更多个导叶56，导叶56定位在喷嘴34的下游。如上所述，喷嘴34构造成将高温气流沿第一方向引导到环形壳体容积44中，且一个或更多个导叶56构造成使高温气流通过第一转动角从第一方向转向到第二方向。如上所述，第二方向构造成减少高温气流在入口唇缘的内表面上的直接冲击。

本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何装置或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可取得专利的范围通过权利要求限定，并且可包含本领域人员想到的其他实例。如果这种其他实例具有不与权利要求的文字语言不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。