[发明专利]设置有混合式防冰系统的短舱进气口

说明书

本发明的目的是允许对飞行器发动机短舱进气口的内部面和外部面上进行优化防冰。进气口包括在纵向极端处的线、称为极端线(26)处相交的外部面(24)和内部面(22)，吸音面板(33)安装在所述内部面(22)的一部分的内表面上。基于所结的冰的振动的除冰系统(42)放置在外部面的至少一部分上并且使用热流体的防结冰系统(44)放置在内部面的至少一部分上，并且除冰系统或使用热流体的防结冰系统安装在内部面和外部面上，标记线标记这两个系统之间的边界。

技术领域

本发明涉及飞行器推进组件，更具体地涉及推进组件的短舱的进气口。

背景技术

常规地，飞行器短舱从前到后包括在飞行中穿过飞行器的短舱的空气动力流方向上游的第一区段(被称为进气口)、覆盖发动机风扇的外壳的第二区段(被称为风扇罩)、以及在空气动力流方向下游的通常具有围绕发动机的涡轮本体的推力反向区的第三区段。

飞行器的前缘(具体是推进组件的短舱的进气口的唇缘)可能形成霜，霜进行累积而形成冰块。这种冰块会扰乱进气口的流动并改变推进组件的空气动力特性。为了减轻这个缺点，已知的实践是提供具有除霜系统的进气口唇缘。

此外，已知的实践还有提供具有声学衰减面板(称为吸音面板)的推进组件。这种面板可以降低推进组件中存在的涡轮发动机在其运行时所产生的声音效果。然而，将吸音面板朝向进气口唇缘延伸以便在不影响进气口唇缘处的除霜区的情况下更大程度地衰减来自涡轮发动机的噪音是不可能的。

专利申请FR3087419示出了一种发动机短舱，如图1所展现的，发动机短舱包括界定由前框架6封闭的环形空间4的唇缘2。此环形空间构成所谓的除霜区A(称为D-管道)。环形空间4被布置为接收热空气8的供应，使得可以防止冰的形成。可以减弱发动机噪音的所谓的吸音区B位于除霜区A的下游，即环形空间4的下游，即前框架6的下游；B区中的短舱的内壁配备有吸音面板10。空气8被加热到非常高的温度，通常为250℃至550℃。现在，为了解决除霜约束，此环形空间4尺寸较大，并且因此难以使温度均匀，而这导致零件厚而重。此外，内表面的大部分没有任何吸音面板。

本发明旨在提出一种对防冰系统提供改进的短舱进气口，该短舱进气口可以将声学性能水平在所述环形空间中扩展到更接近进气口，并允许对进气口的外部面进行除霜，该外部面的形式解决自然层流流动约束。

为此，本发明涉及一种进气口，该进气口包括在纵向极端处的线、称为极端线处相交的外部面和内部面，吸音面板安装在内部面的一部分的内表面上，其特征在于，基于所结的冰的振动的除冰系统放置在外部面的至少一部分上并且使用热流体的防结冰系统放置在内部面的至少一部分上，并且除冰系统或使用热流体的防结冰系统安装在内部面和外部面上，标记线标记这两个系统之间的边界。

以这种方式，系统适合定位在进气口中。由于至少在外部面上放置除冰系统，冰块由拂扫外部面的空气流驱动，并且在实践中不会被发动机吸入，被发动机吸入可能使其性能水平恶化。此外，通过在内部面上选择防结冰系统，发动机不会再次吸入任何冰块，发动机上不会结冰。

发明内容

本发明提供以下单独地或组合地采用的可选特征中的至少一个特征。

标记线对应于吸音面板的并入防结冰系统的上游端。

除冰系统仅在外部面上放置就位。

除冰系统超过极端线在内部面上放置就位。

防结冰系统仅在内部面上放置就位。

防结冰系统超过极端线在外部面上放置就位。

防结冰系统通过位于内部面上的管道引导热空气。

除冰系统包括分布在外部面的内表面的至少一部分上的压电装置。

热电发电机放置在进气口的热表面上并且连接到压电装置，以从进气口的内部和进气口内的热表面之间的温差来向压电装置供电。