用於航空發動機的內部加熱發動機入口網篩的製作方法

2023-05-24 03:13:01

本發明涉及航空發動機除冰和防冰，更具體地涉及一種用於通過內部熱空氣加熱防止在入口外物碎屑（fod）網篩上形成冰的設備。

背景技術：

航空器和航空發動機結冰是在大多數航空器應用中必須處理的永久問題。防止冰形成在用於防止外物碎屑（「fod」）的入口網篩上，這對於保護免於脫落損壞、入口氣流歪曲以及入口氣流阻塞是必要的。用於在除冰中防止結冰的加熱入口fod網篩的傳統方法並不將來自發動機壓縮系統的熱能直接提供至網篩。替代地，這種傳統系統利用外部源，比如發動機之外的熱空氣或發動機/航空器電能。

技術實現要素：

該需求通過用於將來自發動機壓縮系統的現有熱能分配至每個入口網篩並且更特別地分配至每個網篩內的每個線或杆部件的設備來處理。

根據本發明的一個方面，提供一種用於向航空發動機的進氣口提供外物碎屑保護和防結冰性能的設備。該設備包括具有構造成傳導流體的至少一部分的框架。管定位成使得框架的不同部分通過管流體地連接。具有限定在框架內並且構造成將來自框架的流體排放到進氣口內的排出口。入口限定在框架內並且流體地連接至航空發動機的壓縮機區段。這樣，來自航空發動機的壓縮機區段的空氣可以流過入口、流過管以及流過排出口，以返回至航空發動機的壓縮機區段。

其中，所述設備還包括定位在所述框架內的多個管。

其中，所述框架構造成支承由所述管形成的網格組件。

其中，所述框架還構造成支承構造成不被加熱的網格。

其中，所述框架構造成由圍繞其周圍的來自所述壓縮機區段的熱空氣加熱。

其中，所述管布置在層級中並且定位成大致相互平行。

其中，所述管布置在兩個層級中，使得每個層級中的所述管平行於也位於該層級中的管，每個層級中的管與另一個層級的管交叉以形成網格。

其中，所述網格構造成阻止外物碎屑進入所述發動機的所述進氣口。

其中，所述管位於第一層級中，實心線鏈路定位在第二層級中，使得所述第一層級和所述第二層級共同限定網格。

根據本發明的另一個方面，提供一種用於向航空發動機的進氣口提供防結冰性能的方法，其中，航空器進氣口由網格覆蓋，網格的至少一部分構造成傳導流體。該方法包括以下步驟：傳導來自航空發動機的壓縮機區段的加熱空氣；通過網格的構造成傳導流體的部分傳導加熱空氣；通過網格傳導熱；升高網格的溫度；以及使空氣返回至航空發動機的壓縮機區段。

其中，所述網格包括定位在框架內多個管。

其中，所述框架構造成支承由所述管形成的網格組件。

其中，所述框架構造成由圍繞其周圍的來自所述壓縮機區段的熱空氣加熱。

其中，其特徵在於，所述管布置在兩個層級中，使得每個層級中的所述管平行於也位於該層級中的管，每個層級中的管與另一個層級的管交叉以形成網格。

其中，所述網格構造成阻止外物碎屑進入所述發動機的所述進氣口。

其中，所述管位於第一層級中，實心線鏈路定位在第二層級中，使得所述第一層級和所述第二層級共同限定網格。

根據本發明的又一個方面，其提供一種發動機，包括：多個網篩，所述多個網篩由管形成，所述管形成流體傳導迴路的至少一部分，所述流體傳導迴路包括發動機的壓縮機區段、所述網篩以及所述發動機的進氣口部分。

其中，所述多個網篩布置成陣列，使得每個網篩定位在相關進氣口上。

其中，其特徵在於，每個網篩經由排出管線與所述發動機的所述壓縮機區段流體地連接。

其中，每個網篩流體地連接至歧管，所述歧管經由單個排出管線流體地連接至所述發動機的所述壓縮機區段。

附圖說明

可以通過參考結合附圖的以下說明最佳地理解本發明，在附圖中：

圖1示出根據本發明的包括多個fod網篩的航空發動機的透視圖；

圖2示出根據本發明的網篩的平面局部剖視圖；

圖3示出沿圖2中所示的線3-3截取的網篩和相關空氣管道的側面剖視圖；

圖4示出一組網篩的徑向展開圖，具有相關發動機和歧管的截面；

圖5示出加熱網篩的部分；以及

圖6示出加熱網篩中的兩個管的交接點的截面。

具體實施方式

參照附圖，其中相同的附圖標記在全部幾個附圖中表示相同的元件，圖1示出包括至少一個網篩50的發動機12，網篩50布置在網篩組件38中使得多個網篩50中的每一個均覆蓋進氣入口34。每個網篩50包括利用來自發動機12的壓縮機區段的空氣加熱的至少部分。發動機12還包括推進器組件14、一對排氣裝置22和安裝臺28。在所示實施例中，發動機12是渦輪螺旋槳航空發動機。在其他實施例中，發動機12可被構造成用於船舶和工業應用。

現在參考圖2，示出了網篩組件38的界面，使得示例性網篩50以部分切除的平面圖展示。網篩50包括構造成支承未加熱網格55和加熱網格組件70的框架53。在所示實施例中，框架53具有管狀結構並且包括頭部57、第一側管道61、第二側管道62、中間管道67和遠端管道58。中間管道67在第一側管道61與第二側管道62之間延伸並且流體地連接第一側管道61與第二側管道62。中間管道67、第一側管道61和第二側管道62的部分以及遠端管道58構造成支承未加熱網格55。未加熱網格55構造成允許空氣從發動機12的外部通過進氣入口34進入進氣管道32內，同時防止外物碎屑（fod）進入進氣管道32。頭部57、第一側管道61和第二側管道62的部分以及中間管道67構造成支承加熱網格組件70。

如圖所示，框架53大致由中空管狀部件組成。這些部件構造成提供用於加熱空氣的通路。入口63沿著頭部57定位在框架53中。入口63如圖4所示構造成經由歧管37流體地連接至排出管線36。頭部57構造成圍繞框架53分配來自發動機12的壓縮機區段39的加熱空氣或氣體，以便加熱框架53。多個排出口65形成在框架53中並且將來自框架53的熱空氣釋放到進氣管道32內。

因此，頭部57、第一側管道61、第二側管道62、以及遠端管道58一起構造成將入口63流體地連接至多個排出口65。頭部57還構造成將熱空氣分配至加熱的網格組件70。現在參考圖2和圖3，加熱網格組件70包括定位成與第二層級管74的第二層級83接觸的第一層級管74的第一層級73。

每個第一層級管74具有第一層級管入口75和第一層級管出口77。每個第一層級管74限定將頭部57流體地連接至中間管道67的路徑的至少一部分。關於第一層級管74的大部分，入口端部75附裝到頭部57，第一層級管出口端部77附裝到用於第一層級管74的大部分的中間管道67。如圖2所示，第一層級管74中的一些不具有連接至頭部57的入口端部75，而替代地具有連接至第一側管道61的入口端部75。另外，第一層級管74中的一些不具有附裝到中間管道67的出口端部77，而替代地具有附裝到第二側管道62的出口端部77。

同樣地，每個第二層級管84具有第二層級管入口85和第二層級管出口87。每個第二管84限定將頭部57流體地連接至第一側管道61和第二側管道62之一的路徑的至少一部分。關於第二層級管84的大部分，入口端部85附裝到頭部57，第二層級管出口端部87附裝到用於第二層級管84的大部分的中間管道67。如圖2所示，第二層級管84中的一些不具有連接至頭部57的入口端部85，而替代地具有連接至側管道62的入口端部85。另外，第二層級管84中的一些不具有附裝到中間管道67的出口端部87，而替代地具有附裝到第一側管道61的出口端部87。

現在參考圖5和圖6，優選地利用先進的製造技術以一體或整體件方式形成加熱網格組件70和網篩50的框架53。網篩50的未加熱網格55可以與網篩50的其他部件一起形成為一體或整體件。可替代地，未加熱網格55可以定位在框架53內並且附裝到框架53，如能夠在圖6中看到的，框架53可被構造成在加熱網格組件70和框架53一起形成之後容納未加熱網格55，在此第二層級管84與第一層級管74交叉，其在交點92處共用公共壁。

繼續參照圖2和圖5，多個網篩開口94由交點92與第一層級管74和第二層級管84的部分限定。開口94定尺寸成使得預定大小和形狀以上的fod不能穿過。另外，每個網篩50中的開口94的數目還選擇為允許預定氣流通過網篩50。我們認為網篩50的部分的管狀結構通過比類似地定尺寸的實心部件所能提供的更小重量提供附加強度。

現在參考圖4，其以徑向分解視圖示出網篩組件38，包括支柱31的局部截面。如所述實施例所示，網篩組件38包括多個網篩50。網篩50圍繞發動機12徑向地分布，每個網篩50定位在進氣管道32的進氣入口34之上。進氣管道32由支柱31限定。

如上所述，每個網篩50包括入口63。每個入口63經由歧管37和排出管線36流體地連接至發動機12的壓縮機區段39。應該理解的是，在其他實施例中，每個入口63可以經由單獨的排出管線直接連接至發動機12的壓縮機區段39。在這些實施例中，沒有定位在排出管線與入口63之間的歧管。

本發明可以通過其操作說明被更好地理解。當發動機12運轉時，生成熱。來自壓縮機區段39的熱空氣通過排出管線36和歧管37被推進至每個網篩50。在每個網篩50處，熱空氣通過入口63並且沿著頭部57傳導。應該理解的是，網篩50構造成使得流經由網篩50限定的路徑的空氣在不同的部件中以預定方式分布，由網篩50限定的路徑比如為加熱網格組件70中的頭部57。這樣，熱空氣大致在整個加熱網格組件70和框架53上分布。來自空氣的熱通過加熱網格組件70和框架53的壁傳導。這樣，來自來源於發動機12的壓縮機區段39的空氣的熱加熱每個網篩50的表面和周圍區域，使得冰不形成在加熱網格組件上，為每個網篩50提供防結冰性能。流經網篩50的空氣通過排出口65之一排出網篩50。空氣然後被引導到進氣管道32內並且返回至壓縮機區段39。

本發明相對於現有技術具有以下優點。本發明提供了一種用於向航空發動機和其他產品上的進氣入口提供發動機防結冰和除冰功能的有效和成本有效的方法。本發明的獨特特徵包括與進氣入口處的fod保護結合主動防止進氣入口處的積冰。本發明提供利用現有熱能來提供有效和成本有效的防結冰技術。新的發動機結構需要更加堅固，在航空發動機上的進氣入口處防止冰形成，本發明的設備與傳統除冰和fod預防相比更加堅固，因此能夠滿足規則要求。

上述內容已經說明了用於向航空發動機上的進氣入口提供防結冰措施同時保護入口免受fod的設備和方法，本說明書（包括任何隨附權利要求、摘要和附圖）中公開的所有特徵和/或由此公開的任何方法或程序的全部步驟可以以任何組合方式組合，除這種特徵和/或步驟中的至少一些互相排斥的組合之外。

本說明書（包括任何隨附權利要求、摘要和附圖）中公開的每個特徵可以由用作相同、等同或相似目的的可替代特徵替代，除非明確地否定聲明。因此，除非明確地否定聲明，所公開的每個特徵僅是等同或相似特徵的一般系列的一個例子。

本發明不限於上述實施例的細節。本發明擴展至本說明書（包括任何隨附新穎性潛在點、摘要和附圖）中公開的特徵的任何新穎的特徵或任何新穎的組合，或者擴展至因此公開的任何方法或程序的步驟的任何新穎的步驟或任何新穎的組合。