定向流喷嘴旋流增强器的制作方法

本发明涉及飞行器发动机的加热部件并且更具体地涉及对飞行器发动机的前缘进行加热。

背景技术：

不期望冰堆积或累积在飞行器发动机上。为了减少积冰，将来自发动机的一个部件的加热流体引导至发动机的其它部件是已知的。这些方法的一个问题在于难以将热能均匀地分配在待加热部件上。因此，积冰发生在未被充分加热的部件的一部分上或者需要来自发动机的另一个部件的附加流体流来提供所需的热负载。这种流体流的增加降低了发动机的效率。因此，需要能够更高效地使用流体流以加热飞行器部件的设备。

技术实现要素：

通过被构造成增大待加热部件内传热系数的、位于该部件内的结构解决了该需求。

根据本发明的一个方面，提供一种用于改进通过飞行器发动机前部的传热的设备。该设备包括环形通道，该环形通道由前部限定。气体源流体连接到该通道并且变窄区域被限定在该环形通道内。

根据本发明的另一个方面，提供飞行器发动机机舱，该飞行器发动机机舱被构造成提供改进的、通过机舱壁的来自机舱内流体的传热。该机舱包括由壁限定的d形管。加热流体源流体连接到d形管。变窄区域被限定在d形管内。

技术方案1.一种用于改进通过飞行器发动机的前部的传热的设备，所述设备包括：

通道，所述通道由所述前部限定；

气体源，所述气体源流体连接到所述通道；和

变窄区域，所述变窄区域被限定在所述通道内。

技术方案2.根据技术方案1所述的设备，其特征在于，所述变窄区域包括入口和出口。

技术方案3.根据技术方案2所述的设备，其特征在于，所述变窄区域包括定位在所述变窄区域的入口和出口之间的颈部。

技术方案4.根据技术方案3所述的设备，其特征在于，发动机加热流体源是具有排放端部的喷嘴。

技术方案5.根据技术方案4所述的设备，其特征在于，所述喷嘴被构造成向加热流体施加旋转流。

技术方案6.根据技术方案5所述的设备，其特征在于，所述喷嘴包括以螺旋形式卷曲的多个流通道。

技术方案7.根据技术方案6所述的设备，其特征在于，所述喷嘴包括六个流通道。

技术方案8.根据技术方案3所述的设备，其特征在于，所述喷嘴的排放端部定位在所述变窄区域的出口的上游。

技术方案9.根据技术方案3所述的设备，其特征在于，所述喷嘴的排放端部定位在所述变窄区域的颈部的上游。

技术方案10.一种飞行器发动机机舱，所述飞行器发动机机舱被构造成提供改进的通过所述机舱的壁的来自所述机舱内的气体的传热，所述机舱包括：

由所述壁限定的d形管；

加热流体源，所述加热流体源流体连接到所述d形管；和

狭窄区域，所述狭窄区域被限定在所述d形管内。

技术方案11.根据技术方案10所述的机舱，其特征在于，所述变窄区域包括入口和出口。

技术方案12.根据技术方案11所述的机舱，其特征在于，所述变窄区域包括被限定在所述变窄区域的入口和出口之间的颈部。

技术方案13.根据技术方案12所述的机舱，其特征在于，用于发动机加热流体的源是具有排放端部的喷嘴。

技术方案14.根据技术方案13所述的机舱，其特征在于，所述喷嘴的排放端部定位在所述变窄区域的出口的上游。

技术方案15.根据技术方案14所述的机舱，其特征在于，所述喷嘴的排放端部定位在所述变窄区域的颈部的上游。

技术方案16.根据技术方案13所述的设备，其特征在于，所述喷嘴包括六个流通道。

技术方案17.一种用于加热飞行器发动机机舱的方法，所述方法包括以下步骤：

将流体引入所述飞行器发动机机舱中；和

使流体在通过由所述机舱内的变窄区域限定的颈部之后加速。

技术方案18.根据技术方案17所述的设备，其特征在于，流体通过喷嘴被引入所述飞行器发动机机舱中，所述喷嘴被构造成向流体施加旋转流。

技术方案19.根据技术方案18所述的设备，其特征在于，所述喷嘴包括以螺旋形式卷曲的多个流通道。

技术方案20.根据技术方案19所述的设备，其特征在于，所述喷嘴包括六个流通道。

附图说明

通过结合附图参照以下描述，可以最佳理解本发明，在附图中：

图1示出了飞行器发动机的局部剖视图，该飞行器发动机具有限定了d形管的机舱；

图2示出了图1中所示的发动机内部的圆形视图，其中示出限定了d形管的内壁表面；和

图3示出了定向流喷嘴。

具体实施方式

参照附图，其中相同的附图标记在所有多个附图中指示相同的元件，图1示出了机舱10的局部剖视图，该机舱限定了发动机11的前部。机舱10具有被限定于其中的d形管30。d形管30被构造成提高被引入其中的气体的速度，使得气体能够围绕d形管30的整个圆周循环。

发动机11的机舱10具有壁16，该壁具有内表面22和外表面23。壁16的外表面23限定了内部唇缘12和外部唇缘18。内表面22限定了d形管30，该d形管与d形管底部32相结合。

d形管30是由围绕发动机11的轴线a定位的壁16的内表面22限定的环形室。如图所示，d形管30具有d形横截面。如图2中所示，定向流喷嘴34延伸到d形管30中。定向流喷嘴34通过管道24流体连接到来自发动机11(例如，压缩机14)的加热气体源。阀25在发动机11和定向流喷嘴34之间定位在管道24中。阀25被构造成控制流通过管道24到达定向流喷嘴34。

现在参照图3，喷嘴34被构造成在加热流体、或者诸如放出空气之类的气体在喷嘴34内侧移动时施加旋转流。在一个实施例中，喷嘴34包括以螺旋形式卷曲的多个流体流通道38。在优选实施例中，使用四个至六个流体流通道38，然而，在其它实施例中，通道的数量可以多得多或少得多。此外，可以使用其它的装置来产生旋转包括但不限于内部叶片或喷嘴。当热气体在喷嘴34内侧移动时，流体流通道38向气体施加旋转运动并且随后将其喷射到排放端部35之外进入d形管30中。应当认识到，将加热流体流喷射到壳体空气中将使空气的伴随质量沿旋流旋转方向在d形管30内旋转。合适的排气装置(例如形成在鼻唇缘d形管30的外侧位置中的尺寸合适的孔)允许溢出d形管30的这样的伴随空气的一部分等于被喷射到d形管30中的加热流体的质量流率，以保持流平衡。

应当领会，机舱10和d形管30能够具有圆形以外的其它形状，例如但不限于椭圆形。还应当领会，d形管30的横截面能够与机舱10的横截面类似，但也能够有所不同。

如能够在图2中看到的，从定向流喷嘴34引入的加热流体围绕d形管30被引导。定向流喷嘴34包括排放端部35。在图示实施例中，加热流体以限定从排放端部35延伸的旋流区域36的旋流方式被引入。应当领会，被引入d形管30中的加热流体能够展示出旋流之外的其它流动方式。这样的其它流动方式能够由定向流喷嘴34的尺寸来限定。

d形管30具有大体一致的横截面宽度并且限定了用于来自定向流喷嘴34的流体流的通路。然而，如图2中所示，d形管30包括变窄区域40。变窄区域40包括入口42、颈部44、和出口46。变窄区域40在入口42和出口46处的尺寸与d形管30的剩余部分的尺寸基本相同。变窄区域40从入口42向颈部44处的变窄尺寸逐渐变细。变窄区域40从颈部44向出口46扩展开或分叉。

定向流喷嘴34定位成使得定向流喷嘴34的排放端部35定位在变窄区域40的出口46的上游。更优选地，定向流喷嘴34定位在颈部44的上游以及变窄区域40的入口42的下游。因此，定向流喷嘴34定位成将加热流体排放至d形管30中，使得来自定向流喷嘴34的加热流体在朝向出口46移动离开颈部44时膨胀。在一个实施例中，排放端部35定位在入口42附近，使得从喷嘴34排放的加热流体被引导至变窄区域40中并且在其朝向颈部44流动时加速。

变窄区域40被构造成使得加热流体从定向流喷嘴34通过变窄区域40的移动在入口42附近产生比变窄区域40的出口46处低的压力。因此，与定向流喷嘴34的位置组合的变窄区域40被构造成在d形管30内产生压差，以增强来自定向流喷嘴34的排放端部35的围绕环30的、且朝向变窄区域40的入口42的流。

能够通过对机舱10的操作进行描述来对其进行更好的理解。加热流体通过定向流喷嘴34被引入d形管30中。优选地，当定向流喷嘴34的排放端部35定位在入口42上游时，加热流体在变窄区域40内被压缩。引入流体在其移动离开颈部44并且通过出口46移出变窄区域40之外时膨胀。加热流体围绕d形管30的流动受变窄区域40的出口46和入口42之间的d形管30内的压差的驱动。

本发明相对于现有技术具有优点。上文所述的变窄区域40被构造成增大加热流体的速度。通过该方式，加热流体被加速至足以使加热流体完全围绕d形管移动的速度并且因此改进d形管内的热分布。经过改进的热能分布提高了保持机舱内部唇缘无冰的效率，从而将消除外部现场区域的热点。因此，机舱内部唇缘得以保持无冰而较少使用昂贵的加热流体流。因此，具有本发明压缩部段的d形管改进了发动机的总体效率，以使其在市场上更具竞争力。

上文已描述了一种设备，该设备被构造成提供了改进的围绕飞行器发动机的机舱d形管的加热流体流并且本文中(其中包括任何所附权利要求书、摘要和附图)所描述的本发明的所有特征、以及/或者因此而公开的任何方法或过程的所有步骤都可以以任何方式组合，除非这样的特征和/或步骤中的至少一些互相排斥。

本说明书(其中包括任何附图、权利要求书、摘要和附图)中所公开的每一个特征都可以通过用于相同、等同或类似目的的备选特征代替，除非另有明确说明。因此，除非另有清楚描述，否则所公开的每一个特征都只是等同或类似特征的一般系列的例子。

本发明不限于上述实施例(多个实施例)的细节。本发明扩展到本说明书(其中包括任何伴随的潜在创新点、摘要和附图)中所公开的特征的任何创新、或者任何创新组合、或者因此而公开的任何方法或过程的步骤的任何创新、或任何创新组合。