一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，进气管包括内壁(21)和外壁(22)，内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)和内隔壁(25)连接，以便形成环形腔(24)，进气管(2)包括用于将至少一股热气流FAC注入内腔(24)的部件以及至少一个形成在外壁(21)上以在内腔(24)被加热之后排出热气流FAC的通风口(3)，进气管包括至少一个声学构件(5)，声学构件(5)位于环形腔(24)中并朝向通风口(3)，以便调整声学共振频率和/或衰减由通风口(3)在内腔(24)中形成的声波。声波。声波。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括热空气除冰流的通风口的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管
[0001]本专利技术涉及飞行器涡轮喷射引擎领域，更具体地涉及包括除冰装置的飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管。
技术介绍
[0002]以已知方式，飞行器包括一个或多个涡轮喷射引擎，以允许通过对从涡轮喷射引擎中的从上游流动到下游的气流进行加速而推进该飞行器。
[0003]参考图1，示出了涡轮喷射引擎100，该涡轮喷射引擎沿轴线X延伸并且包括风扇101，该风扇安装在包括外壳102的短舱中并绕轴线X旋转，以便对气流F从上游向下游加速。在下文中，术语“上游”和“下游”是以气流F的流动方向定义的。短舱在其上游端包括进气管200，该进气管200包括朝向轴线X的内壁201和与内壁201相对的外壁202，内壁201和外壁202通过也被称为“进气管缘”的前缘203连接。因此，进气管200允许将进入的气流F分离成由内壁201引导的内部气流INT和由外壁202引导的外部气流EXT。内壁201和外壁202通过前缘203和内隔壁205连接，以便界定被本领域技术人员称为“D
‑
导管”的环形腔204。在下文中，术语“内部”和“外部”是以涡轮喷射引擎100的轴线X的径向方向定义的。
[0004]以已知方式，在飞行器的飞行期间，由于温度和压力条件，冰可能在进气管200的前缘203和内壁201上积聚，并形成可能被涡轮喷射引擎100吸入的冰块。为了提高涡轮喷射引擎100的寿命并减少故障，需避免此类吸入。
[0005]为了消除冰块积聚，参考图1，已知提供一种除冰装置，该除冰装置包括将热气流FAC注入环形腔204的喷射器206。这种热气流FAC的流通使得可以通过热交换的方式来将内壁201、外壁202和前缘203加热，使得冰块在累积的过程中融化或蒸发，从而避免了冰块积聚。参考图2和图3，以已知方式，环形腔204包括形成在进气管200的外壁202上的通风口103，以便在环形腔204被加热之后排出热气流FAC。参考图3，作为示例，每个通风口103的形状沿涡轮喷射引擎的轴线X呈细长形，优选地为长方形。
[0006]实际应用中，在外部气流EXT经通风口103流通的过程中会出现噪音，特别是嘶嘶声和/或共振声。当除冰装置停止工作时，这种噪音增加。
[0007]消除这一缺点的直接解决方案是提供一通风管，以将环形腔204与进气管外壁的通风口连接。优选地，这种通风管使得通风口位于外部气流EXT速度较低的区域，从而减小噪音干扰。实际上，添加通风管增加了涡轮喷射引擎的整体尺寸和重量，这是不理想的。另外，通风管的缺点是会在如由复合材料构成的热敏下游区附近喷射热气流FAC。
[0008]本专利技术的目的之一是提供一种进气管，该进气管包括形成在进气管外壁上并且不会引起噪音的通风口。
[0009]顺便提及，专利申请US5257498中公开了一种用于排出热气流的弯曲引导格栅，但其对噪音没有影响。
技术实现思路
[0010]本专利技术涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁和与内壁相对以引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，并形成环形腔，该进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至环形腔的部件以及至少一个形成在外壁上以便在环形腔被加热之后排出热气流FAC的通风口。
[0011]本专利技术的显著之处在于，它包括至少一个用于扰动外部气流EXT的扰动件，该扰动件位于通风口的上游，并自外壁向外突出延伸。有利的是，这种扰动件使得可以避免在通风口附近形成声压波动。
[0012]优选地，扰动件的宽度至少为通风口宽度的一半，更优选地，与通风口的宽度相同。
[0013]根据一个方面，扰动件与通风口之间的距离为扰动件长度的0.5
‑
3倍。
[0014]根据另一个方面，扰动件与通风口之间的距离小于通风口长度的2倍。
[0015]根据另一个方面，扰动件的高度为扰动件长度的0.2
‑
1倍。
[0016]优选地，扰动件以插入件的形式安装至外壁。
[0017]根据一个方面，外壁包括位于通风口上游的安装通孔。扰动件贯穿该安装通孔，优选地，经由环形腔内部贯穿该安装通孔。
[0018]根据一个方面，扰动件为一偏转件，其具有半球状的外表面，优选地，外表面的轮廓呈椭圆状。这有利地使得外部空气被偏转而不会在高速状态下与通风口相互作用。
[0019]根据另一个方面，扰动件为涡流生成件。涡旋的形成结构，即，湍流空气动力结构，可以避免声波的形成。特别地，当湍流空气动力结构的尺寸远小于通风口的尺寸时，噪音很小。
[0020]优选地，涡流生成件为多面体，优选地为四面体或椎体。
[0021]优选地，涡流生成件为凸起状。
[0022]优选地，涡流生成件包括多个凸棱。
[0023]本专利技术涉及一种飞行器涡轮喷射引擎短舱的进气管，该短舱沿轴线X延伸，气流在该短舱中从上游向下游流动，该进气管绕轴线X周向延伸并包括朝向轴线X以引导内部气流INT的内壁和与内壁相对以引导外部气流EXT的外壁，内壁和外壁通过前缘和内隔壁连接，并形成环形腔，该进气管包括用于将至少一股热气流FAC注入至环形腔的部件以及至少一个形成在外壁上以便在环形腔被加热之后排出热气流FAC的通风口。
[0024]本专利技术的显著之处在于，通风口包括上游边缘和/或下游边缘，该上游边缘在周向轮廓上是不连续的，以便产生湍流，该下游边缘的径向轮廓是流线型的，以减少压力波动的形成。
[0025]有利的是，由上游边缘形成的湍流空气动力结构使得可以不与通风口相互作用，从而避免声波产生。有利的是，下游边缘的流线型径向轮廓使得外部气流的流动得以缓和，从而避免出现任何嘶嘶声。
[0026]根据一个方面，上游边缘的周向轮廓上具有至少一个曲率不连续点，在该曲率不连续点附近，轮廓的切线方向被大于60
°
、优选地小于180
°
的角调整。
[0027]优选地，上游边缘包括1
‑
8个曲率不连续点，用于产生湍流。
[0028]优选地，上游边缘包括至少两个湍流产生图型，优选地包括至少四个湍流产生图型。
[0029]优选地，湍流产生图型呈扇形或V形。
[0030]根据一个方面，上游边缘内切于外壁的空气动力线。
[0031]根据另一个方面，上游边缘包括一向外凸出部。
[0032]优选地，凸出部与通风口的整个平面形成一小于45
°
的角。
[0033]优选地，下游边缘的径向轮廓为圆形，优选地为半球形。
[0034]根据一个方面，通风口界定出一条空气动力线，空气动力线沿进气管外壁的外表面延伸。下游边缘位于空气动力线的内部。
[0035]根据一个方面，外壁包括用于组装的通孔，通风口形成于通风件中，该通风件位于用于组本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种飞行器涡轮喷射引擎短舱(1)的进气管(2)，该短舱(1)沿轴线(X)延伸，气流(F)在该短舱(1)中从上游向下游流动，所述进气管(2)围绕轴线(X)周向延伸并包括朝向轴线(X)以引导内部气流(INT)的内壁(21)和与所述内壁(21)相对以引导外部气流(EXT)的外壁(22)，所述内壁(21)和外壁(22)通过前缘(23)和内隔壁(25)连接，以便形成环形腔(24)，所述进气管(2)包括用于将至少一股热气流FAC注入所述环形腔(24)的部件以及至少一个形成在所述外壁(21)上以便在所述环形腔(24)被加热之后排出所述热气流(FAC)的通风口(3)，其特征在于，所述进气管包括至少一个声学构件(5、25
’
)，所述声学构件(5、25
’
)位于所述环形腔(24)中并朝向所述通风口(3)，所述声学构件(5)包括至少一种吸收材料(52)以调整声学共振频率和/或衰减由所述通风口(3)在所述环形腔(24)中形成的声波。2.如权利要求1所述的进气管(2)，其特征在于，所述通风口(3)设有法向轴线(N)，所述声学构件(5)包括至少一个沿垂直于所述通风口(3)的法线(N)的方向延伸的声学表面(50、52)。3.如权利要求1或2所述的进气管(2)，其特征在于，所述通风口(3)设有法向轴线(N)，所述声学表面(52)沿法向轴线(N...
【专利技术属性】
技术研发人员：塞巴斯蒂安，
申请(专利权)人：赛峰短舱公司，
类型：发明
国别省市：
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