用於機艙防結冰的噴嘴和導葉系統的製作方法
2023-12-09 10:41:11 2
本發明涉及在用於飛機噴氣發動機推進系統的防結冰系統中的改進。
背景技術：
在飛機的暴露的表面(諸如飛機機翼、螺旋槳、和發動機空氣入口)上的冰的形成從重於空氣(heavierthanair)飛行的初期開始已經是問題。任何積累的冰增加相當大的重量，並改變翼型件或入口輪廓，使得飛機遠遠更難飛行，且在一些情況下導致飛機的損耗。在噴氣飛機的情況下，從發動機入口殼體的前緣鬆脫的大塊冰可能損壞旋轉葉片或其他內部發動機構件並導致發動機故障。
最常見的防結冰技術之一是將熱氣體通過管道輸送到鄰近可能結冰區域的殼體中。解決此問題的當前技術通常落入兩類系統中的一種：衝擊式環系統或渦旋噴嘴系統。在各情況下，熱氣體導管簡單地將熱氣體引入殼體(諸如噴氣發動機入口的前緣或機翼前緣)中。雖然這些系統通常是有效的，但是它們的效率由於比所需的多的熱能被引入局部區域中而非在感興趣的區上更有效地分布而降低。這些局部「熱」點的結果是對殼體的結構完整性的不利影響。
在衝擊式環系統中，通過在圍繞入口的前部延伸360度的環形管中的策略地定位的孔，熱空氣衝擊在形成發動機入口唇緣的金屬蒙皮上。空氣衝擊在形成入口唇緣的金屬蒙皮的內部表面上，從而導致金屬溫度升高並防止積冰。
現有的渦旋噴嘴通過包含在單個殼體內的多個孔排出熱空氣，且結果是形成熱空氣射流場。空氣以高速排出，以至於其在最前面的入口隔室(通常稱為d形管唇緣(d-ductlip))中產生渦旋效應。空氣圍繞環形d形管隔室繼續移動360度。其圍繞隔室循環數次，直到其通過排氣埠離開進入環境空氣中。該循環和/或渦旋的熱空氣加熱入口唇緣蒙皮並防止積冰，從而減輕對冰從唇緣脫落並衝擊在下遊的旋轉發動機葉片上的擔心。儘管說明書的附圖和措詞出於解釋目的使用前整流罩防結冰，但是本文中公開的發明可適用於經受冰形成的任何其他殼體，包括但不限於機翼導管和管道。
兩個現有系統都具有限制。衝擊環式防冰系統具有圍繞前入口隔室延伸360度的笨重的管和支撐結構。雖然這些系統通常具有非常高的熱轉移比例，但是它們也對飛機的推進系統增加相當大的重量。渦旋噴嘴系統通常顯著輕於衝擊環式系統並使用更少的空氣來對唇緣表面進行防冰。兩種系統都給予局部的噴射衝擊，這可助長結構劣化和不最理想的效率。
技術實現要素：
在一個實施例中，提供一種飛機防結冰系統。該系統包括入口唇緣，入口唇緣具有附接到隔壁(bulkhead)的外殼。入口唇緣包封環形殼體容積。該系統還包括從隔壁延伸到環形殼體容積中的一個或更多個導葉。一個或更多個導葉中的各導葉包括聯接於隔壁的第一端、延伸到環形殼體容積中的自由端、和在其間延伸的導葉主體。一個或更多個導葉位於噴嘴下遊，噴嘴構造成將高溫氣體射流沿第一方向引導到環形殼體容積中。一個或更多個導葉構造成使高溫氣流通過第一轉動角從第一方向轉向至第二方向。第二方向構造成減少高溫氣流在入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
在第二實施例中，提供了一種用於防止飛機發動機的入口唇緣的結冰的方法。該方法包括將高溫氣流沿第一方向從噴嘴引導到入口唇緣中，入口唇緣包括附接到隔壁的外殼。入口唇緣包封環形殼體容積。該方法還包括利用位於噴嘴下遊的一個或更多個導葉使高溫氣流通過第一轉動角從第一方向轉向至第二方向。第二方向構造成減少高溫氣流在入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
在第三實施例中，提供一種具有防結冰系統的噴氣飛機。該噴氣飛機的防結冰系統包括入口唇緣，該入口唇緣具有附接到隔壁的外殼。入口唇緣包封環形殼體容積。該噴氣飛機的防結冰系統還包括從隔壁延伸到環形殼體容積中的一個或更多個導葉。一個或更多個導葉中的各導葉包括聯接於隔壁的第一端、延伸到環形殼體容積中的自由端、和在其間延伸的導葉主體。一個或更多個導葉位於噴嘴下遊，噴嘴構造成將高溫氣流沿第一方向引導到環形殼體容積中。一個或更多個導葉構造成使高溫氣流從第一方向轉向至第二方向，該第二方向構造成減少高溫氣流在入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
實施方案1.一種飛機防結冰系統，其包括：
入口唇緣，其包括附接到隔壁的外殼，所述入口唇緣包封環形殼體容積；和
一個或更多個導葉，其從所述隔壁延伸到所述環形殼體容積中，所述一個或更多個導葉中的各導葉包括聯接於所述隔壁的第一端、延伸到所述環形殼體容積中的自由端、和在其間延伸的導葉主體，其中：
所述一個或更多個導葉定位在噴嘴的下遊，所述噴嘴構造成將高溫氣流沿第一方向引導到所述環形殼體容積中；且
所述一個或更多個導葉構造成使所述高溫氣流通過第一轉動角從所述第一方向轉向至第二方向，所述第二方向構造成減少所述高溫氣流在所述入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
實施方案2.根據實施方案1所述的系統，其中，所述各導葉的所述自由端延伸到導葉高度，所述導葉高度高於在所述高溫氣流衝擊所述一個或更多個導葉時所述高溫氣流距所述隔壁的對應高度。
實施方案3.根據實施方案1所述的系統，其中，所述各導葉還包括：
前緣，其與所述第一方向對準並位於所述噴嘴的下遊；和
後緣，其與所述第二方向對準並位於所述前緣的下遊。
實施方案4.根據實施方案3所述的系統，其中，所述各導葉還包括從所述前緣延伸到所述後緣的翼型件輪廓。
實施方案5.根據實施方案1所述的系統，其中，所述第二方向朝向所述環形殼體容積的內圓周。
實施方案6.根據實施方案1所述的系統，其中，所述一個或更多個導葉包括第一導葉和第二導葉，所述第一導葉相對於所述第二導葉定位為更靠近所述環形殼體容積的內圓周，其中：
所述第一導葉包括與所述第一方向對準且位於所述噴嘴下遊的第一前緣，和與所述第二方向對準且位於所述第一前緣下遊的第一後緣；
所述第二導葉包括與所述第一方向對準且位於噴嘴下遊的第二前緣，和與第三方向對準且位於所述第二前緣下遊的第二後緣；
所述第一導葉構造成使所述高溫氣流通過第一轉動角從所述第一方向到所述第二方向朝所述環形殼體容積的內圓周轉向；
所述第二導葉構造成使所述高溫氣流通過第二轉動角從所述第一方向到所述第三方向朝所述環形殼體容積的內圓周轉向；
所述第二轉動角相對於所述第一轉動角更大。
實施方案7.根據實施方案6所述的系統，其中，所述第一和第二前緣由前緣間隙分開，所述前緣間隙構造成在所述第一和第二導葉之間捕獲所述高溫氣流。
實施方案8.根據實施方案7所述的系統，其中，所述第一和第二後緣由後緣間隙分開，所述後緣間隙比所述前緣間隙窄。
實施方案9.根據實施方案1所述的系統，其中，所述一個或更多個導葉定位成在高溫氣流與所述環形殼體容積內的環境空氣混合之前使所述高溫氣流轉向。
實施方案10.一種用於防止飛機發動機的入口唇緣結冰的方法，所述方法包括：
將高溫氣流沿第一方向從噴嘴引導到入口唇緣中，所述入口唇緣包括附接到隔壁的外殼，所述入口唇緣包封環形殼體容積；
利用位於所述噴嘴下遊的一個或更多個導葉使所述高溫氣流通過第一轉動角從所述第一方向轉向到第二方向，所述第二方向構造成減少所述高溫氣流在所述入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
實施方案11.根據實施方案10所述的方法，其中，所述一個或更多個導葉各自包括聯接於所述隔壁的第一端、延伸到所述環形殼體容積中的自由端、和在其間延伸的導葉主體。
實施方案12.根據實施方案10所述的方法，其中，各導葉的自由端延伸到導葉高度，所述導葉高度高於在所述高溫氣流衝擊所述一個或更多個導葉時所述高溫氣流距所述隔壁的對應高度。
實施方案13.根據實施方案10所述的方法，其中，所述高溫氣流轉向至第二方向，所述第二方向包括朝向所述環形殼體容積的內圓周。
實施方案14.根據實施方案10所述的方法，其中，各導葉還包括：
前緣，其與所述第一方向對準並位於所述噴嘴的下遊；和
後緣，其與所述第二方向對準並位於所述前緣的下遊。
實施方案15.根據實施方案14所述的方法，其中，各導葉還包括從所述前緣延伸到所述後緣的翼型件輪廓。
實施方案16.根據實施方案10所述的方法，其中，使所述高溫氣流轉向還包括：
利用所述一個或更多個導葉中的第一導葉使所述高溫氣流通過第一轉動角從所述第一方向轉向到所述第二方向，其中，所述第二方向朝向所述入口唇緣的內圓周；
利用所述一個或更多個導葉中的第二導葉使所述高溫氣流通過第二轉動角從所述第一方向轉向到第三方向，其中：
所述第二導葉相對於所述第一導葉定位為距所述入口唇緣的內圓周更遠；且
所述第二轉動角相對於所述第一轉動角指向為更為朝向所述內圓周。
實施方案17.根據實施方案16所述的方法，還在使所述高溫氣流轉向之前在所述第一和第二導葉之間捕獲所述高溫氣流。
實施方案18.一種包括防結冰系統的噴氣飛機，所述防結冰系統包括：
入口唇緣，其包括附接到隔壁的外殼，所述入口唇緣包封環形殼體容積；和
一個或更多個導葉，其從所述隔壁延伸到所述環形殼體容積中，所述一個或更多個導葉中的各導葉包括聯接於所述隔壁的第一端、延伸到所述環形殼體容積中的自由端、和在其間延伸的導葉主體，其中：
所述一個或更多個導葉位於噴嘴下遊，所述噴嘴構造成將高溫氣流沿第一方向引導到所述環形殼體容積中；且
所述一個或更多個導葉構造成將使所述高溫氣流通過第一轉動角從所述第一方向轉向至第二方向，所述第二方向構造成減少所述高溫氣流在所述入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
實施方案19.根據實施方案18所述的噴氣飛機，其中，所述各導葉的所述自由端延伸到導葉高度，所述導葉高度高於在所述高溫氣流衝擊所述一個或更多個導葉時所述高溫氣流距所述隔壁的對應高度。
實施方案20.根據實施方案18所述的噴氣飛機，其中，所述一個或更多個導葉包括第一導葉和第二導葉，所述第一導葉相對於所述第二導葉定位成更靠近所述環形殼體容積的內圓周，其中：
所述第一導葉包括與所述第一方向對準且位於所述噴嘴下遊的第一前緣，和與所述第二方向對準且位於所述第一前緣下遊的第一後緣；
所述第二導葉包括與所述第一方向對準且在與第一前緣相同的下遊位置處定位在噴嘴下遊的第二前緣，和與第三方向對準且位於所述第二前緣下遊的第二後緣；
所述第一導葉構造成使所述高溫氣流通過所述第一轉動角轉向；
所述第二導葉構造成使所述高溫氣流通過第二轉動角從所述第一方向轉向到所述第三方向，其中，所述第二轉動角相對於所述第一轉動角指向為更為朝向所述內圓周。
技術方案1.一種飛機防結冰系統1，其包括：
入口唇緣14，其包括附接到隔壁32的外殼46，所述入口唇緣14包封環形殼體容積44；和
一個或更多個導葉56，其從所述隔壁32延伸到所述環形殼體容積44中，所述一個或更多個導葉56中的各導葉56包括聯接於所述隔壁32的第一端28、延伸到所述環形殼體容積44中的自由端30、和在其間延伸的導葉主體67，其中：
所述一個或更多個導葉56定位在噴嘴34的下遊，所述噴嘴34構造成將高溫氣流50沿第一方向58引導到所述環形殼體容積44中；且
所述一個或更多個導葉56構造成使所述高溫氣流50通過第一轉動角從所述第一方向58轉向至第二方向60，所述第二方向60構造成減少所述高溫氣流50在所述入口唇緣14的內表面62上的直接衝擊52。
技術方案2.根據技術方案1所述的系統1，其中，所述各導葉56的所述自由端30延伸到導葉高度70，所述導葉高度70高於在所述高溫氣流50衝擊所述一個或更多個導葉56時所述高溫氣流50距所述隔壁32的對應高度72。
技術方案3.根據技術方案1所述的系統1，其中，所述各導葉56還包括：
前緣74，其與所述第一方向58對準並位於所述噴嘴34的下遊；和
後緣75，其與所述第二方向60對準並位於所述前緣74的下遊。
技術方案4.根據技術方案3所述的系統1，其中，所述各導葉56還包括從所述前緣74延伸到所述後緣75的翼型件輪廓。
技術方案5.根據技術方案1所述的系統1，其中，所述第二方向60朝向所述環形殼體容積44的內圓周80。
技術方案6.根據技術方案1所述的系統1，其中，所述一個或更多個導葉56包括第一導葉76和第二導葉78，所述第一導葉76相對於所述第二導葉78定位為更靠近所述環形殼體容積44的內圓周80，其中：
所述第一導葉76包括與所述第一方向58對準且位於所述噴嘴34下遊的第一前緣82，和與所述第二方向60對準且位於所述第一前緣82下遊的第一後緣84；
所述第二導葉78包括與所述第一方向58對準且位於噴嘴34下遊的第二前緣86，和與第三方向90對準且位於所述第二前緣86下遊的第二後緣88；
所述第一導葉76構造成使所述高溫氣流50通過第一轉動角從所述第一方向58到所述第二方向60朝所述環形殼體容積44的內圓周80轉向；
所述第二導葉78構造成使所述高溫氣流50通過第二轉動角從所述第一方向58到所述第三方向90朝所述環形殼體容積44的內圓周80轉向；
所述第二轉動角相對於所述第一轉動角更大。
技術方案7.根據技術方案6所述的系統1，其中，所述第一和第二前緣82,86由前緣間隙92分開，所述前緣間隙92構造成在所述第一和第二導葉76,78之間捕獲所述高溫氣流50。
技術方案8.根據技術方案7所述的系統1，其中，所述第一和第二後緣84,88由後緣間隙94分開，所述後緣間隙94比所述前緣間隙92窄。
技術方案9.根據技術方案1所述的系統1，其中，所述一個或更多個導葉56定位成在高溫氣流50與所述環形殼體容積44內的環境空氣混合之前使所述高溫氣流50轉向。
技術方案10.一種包括防結冰系統1的噴氣飛機100，所述防結冰系統1包括：
入口唇緣14，其包括附接到隔壁32的外殼46，所述入口唇緣14包封環形殼體容積44；和
一個或更多個導葉56，其從所述隔壁32延伸到所述環形殼體容積44中，所述一個或更多個導葉56中的各導葉56包括聯接於所述隔壁32的第一端28、延伸到所述環形殼體容積44中的自由端30、和在其間延伸的導葉主體67，其中：
所述一個或更多個導葉56位於噴嘴34下遊，所述噴嘴34構造成將高溫氣流50沿第一方向58引導到所述環形殼體容積44中；且
所述一個或更多個導葉56構造成將使所述高溫氣流50通過第一轉動角從所述第一方向58轉向至第二方向60，所述第二方向60構造成減少所述高溫氣流50在所述入口唇緣14的內表面62上的直接衝擊52。
技術方案11.根據技術方案10所述的噴氣飛機100，其中，所述各導葉56的所述自由端30延伸到導葉高度70，所述導葉高度70高於在所述高溫氣流50衝擊所述一個或更多個導葉56時所述高溫氣流50距所述隔壁32的對應高度72。
技術方案12.根據技術方案10所述的噴氣飛機100，其中，所述一個或更多個導葉56包括第一導葉76和第二導葉78，所述第一導葉76相對於所述第二導葉78定位成更靠近所述環形殼體容積44的內圓周80，其中：
所述第一導葉76包括與所述第一方向58對準且位於所述噴嘴34下遊的第一前緣82，和與所述第二方向60對準且位於所述第一前緣下遊82的第一後緣84；
所述第二導葉78包括與所述第一方向58對準且在與第一前緣82相同的下遊位置處定位在噴嘴34下遊的第二前緣86，和與第三方向90對準且位於所述第二前緣86下遊的第二後緣88；
所述第一導葉76構造成使所述高溫氣流50通過所述第一轉動角轉向；
所述第二導葉78構造成使所述高溫氣流50通過第二轉動角從所述第一方向58轉向到所述第三方向90，其中，所述第二轉動角相對於所述第一轉動角指向為更為朝向所述內圓周80。
附圖說明
圖1-7示出本文中描述的方法和設備的示範實施例。
圖1是典型的噴氣渦輪發動機的示意圖；
圖2是包括渦旋噴嘴的入口唇緣的局部視圖；
圖3是渦旋噴嘴組件的示意圖；
圖4是移動通過入口唇緣的環形殼體容積的高溫氣流的溫度分布；
圖5是移動通過入口唇緣的環形殼體容積內的一個或更多個導葉的高溫氣流的溫度分布；
圖6是移動通過入口唇緣的環形殼體容積內的一個或更多個導葉的高溫氣流的截面示意圖；
圖7是入口唇緣的環形殼體容積內的一個或更多個導葉的截面示意圖；且
圖8a是是具有防結冰系統的噴氣飛機的前視圖，且圖8b是圖8a中例示的飛機的發動機機艙的特寫圖。
部件列表
1防結冰系統
10噴氣渦輪發動機
12中央殼體
14環形入口唇緣
16螺旋轂蓋
18入口
20空氣入口區段
22排氣出口
24壓縮機區段
26導管
28第一端
30自由端
32隔壁
34出口噴嘴
36孔
38流體流通道
40噴嘴出口
42發動機後引出口
44環形殼體容積
46入口唇緣的環形外殼
48噴嘴唇緣的圓周中心線
50高溫氣流
52熱氣體衝擊區域
54外圓周
56一個或更多個導葉
58股流(plume)行進的第一方向
60股流行進的第二方向
62殼體的內表面
64導葉
66導葉的第一端
67導葉主體
68導葉的自由端
70導葉高度
72股流的對應高度
74前緣
75後緣
76第一導葉
78第二導葉
80環形殼體的內圓周
82第一前緣
84第一後緣
86第二前緣
88第二後緣
90第三方向
92前緣間隙
94後緣間隙
100飛機
102機身
104機翼
108安裝於機身的發動機組件
110機身掛架
111安裝於機翼的發動機組件
112機翼掛架。
具體實施方式
現詳細參照附圖並更具體而言參照圖1，可看到適合用於飛機推進的類型的噴氣渦輪發動機10的示意圖。渦輪發動機10容納在中央殼體12內。環境空氣在發動機10的螺旋轂蓋16與部分地由環形外殼46形成的入口唇緣14之間通過空氣入口區段20進入發動機10，環形外殼46構成發動機10的空氣入口區段20的最前部分，為了簡要，已從圖1中省略其一些構件。通過在中央殼體12內焚燒進入的空氣和燃料且使所得的熱的高壓推進氣體行進通過排氣出口22並離開發動機10的後引出口42而產生發動機推力。
在飛行中，冰趨於形成在入口唇緣14上(除了為了簡要而省略的其他飛機構件之外)。冰改變限定在入口唇緣14與螺旋轂蓋16之間的入口18的輪廓，從而不利地影響去往發動機10的進入空氣的所需的量、流動路徑、和品質。而且，冰塊可從這些構件周期性地脫離且進入發動機10，從而損壞轉子葉片和其他內部發動機部件(未例示)。
在噴氣發動機10的壓縮機區段24內，是含有熱氣體的區域。適合的導管26在第一端28處操作地連接到該含有熱氣體的區域，以提供從該區域提取一部分熱氣體的裝置。在一個實施例中，含有熱氣體的區域是環境放出空氣歧管，但在其他實施例中，含有熱氣體的區域可以是發動機10的任何其他合適的區域或熱空氣源，包括但不限於壓縮機排放放出空氣歧管。導管26的第二端30穿透隔壁32，該隔壁32基本上封閉入口唇緣14的環形外殼46，以包封含有一定量空氣的環形殼體容積44。
運送來自發動機10壓縮機區段24的熱的高壓氣體的導管26延伸穿過隔壁32並終止於出口噴嘴34中，出口噴嘴34連接到導管26的第二端30。如在圖2中例示的，出口噴嘴34優選地彎曲大致90度，以便出口噴嘴34與環形殼體容積44的周向中心線48近似相切地對準。在其他實施例中，出口噴嘴34彎曲的角度可顯著更大或更小。在甚至更多的實施例中，出口噴嘴34可以相對於任何其他軸線旋轉，並且在入口唇緣14的環形殼體容積44內向上或向下且向前或向後平移。
在各種實施例中，噴嘴34構造成在熱氣體離開噴嘴34時給予旋轉的流動。在圖3中例示的一個實施例中，噴嘴34含有以螺旋狀樣式扭曲的多個流體流通道38。在優選實施例中，使用四至六個流體流通道38，然而在其他實施例中，通道的數量可顯著更多或更少。另外，可使用其他裝置來引起旋轉，包括但不限於內部導葉或噴嘴。在熱氣體在噴嘴34內側移動時，流體流通道38對熱氣體給予旋轉移動，並將從噴嘴出口40離開的熱氣體引導到入口唇緣14的環形殼體容積44中。將認識到的是，將熱氣體引導到入口唇緣14的環形殼體容積44內的空氣中對空氣流給予動量，並將引起初始質量的空氣在環形殼體容積44內沿渦旋旋轉方向旋轉。在熱空氣射流的開始之後不久，殼體容積44被經由出口噴嘴34引入的熱氣體填充。當出口噴嘴34操作時，熱氣體將繼續圍繞環形殼體容積44渦旋。而且，如圖2中見到的，在該質量的熱氣體在入口唇緣14的環形外殼容積44內旋轉時，適合的排氣裝置(示為在入口唇緣14的環形外殼46的外側位置形成的適合大小的孔36)允許熱空氣氣體質量的一部分在與正被引導到入口唇緣14的環形殼體容積44中的熱氣體的質量流速匹配的質量流速下逸出入口唇緣14的環形殼體容積44，以維持流的平衡。在其他實施例中，孔36可位於其他區域中，包括但不限於入口唇緣14的後區域。
將認識到的是，在熱氣體被通過噴嘴34引導到入口唇緣14的環形殼體容積44中時，對於給定的一組操作條件，將在過渡期之後達到熱平衡狀態。熱能通過對流從熱氣體轉移到入口唇緣14的環形外殼46的內表面62，然後經熱傳導通過環形外殼46的材料轉移，並最終通過對流從環形外殼46的材料中移除到外部環境空氣流。以這種方式，入口唇緣14的環形外殼46被加熱，並且隨後保持無冰。通過噴嘴34和熱的高壓氣體和包含在入口唇緣14的環形殼體容積44內的循環氣流的混合，射流衝擊溫度低於射流離開噴嘴34時的溫度。然而，在環形外殼46的內表面62上的直接射流衝擊52的區域中仍繼續存在顯著的局部加熱。
為了減少在入口唇緣14的局部區域處熱氣體衝擊和過度加熱，通過噴嘴34引導到入口唇緣14的環形殼體容積44中的熱氣體的流速被限制為最大流速。如果該流速超過最大流速，則高溫氣流50可能在衝擊區域52處侵蝕性地衝擊入口唇緣14的環形外殼46的內表面62，從而比所期望的更激烈地對該局部區域52進行熱加載。這種情況不利地影響系統1的效率，因為其沿入口唇緣14的圓周的其餘部分留下更少的可用於防結冰工作的熱能。作為非限制性示例，衝擊可發生在環形殼體容積44的外圓周54處。因為該衝擊流50給予侵蝕性的熱負載，所以衝擊區域52內的結構(包括但不限於環形外殼46和隔壁32)易受過熱和因熱破壞導致的潛在結構劣化的影響。
在各種實施例中，一個或更多個導葉56作為防結冰系統1的一部分定位在入口唇緣14的環形殼體容積44內，如圖5中例示的。一個或更多個導葉56構造成使在第一方向58上通過噴嘴34引導的高溫氣流50轉向到第二方向60。通過使高溫氣流50的行進轉向，射流衝擊被延遲到更下遊的衝擊區域52，從而允許額外的時間對循環氣流給予動量，從而降低噴射氣流的強度並產生更均勻的流和溫度場。結果是結構劣化的可能性更小和系統效率的提高。加熱的氣流50的衝擊的該延遲減少了對周圍結構的早期熱損耗，從而使來自流50的更多熱能可用於循環空氣，從而導致在環形外殼46的內表面62上的更均勻的加熱分布。
再次參照圖5，一個或更多個導葉56定位在噴嘴34的下遊。如圖6中例示的，一個或更多個導葉56中的各導葉64包括附接到隔壁32的第一端66、與第一端66相反的自由端68、和在它們之間的導葉主體67。各導葉64從隔壁32延伸到環形殼體容積44中而不附接到環形外殼46。不受限於任何特定理論，認為將一個或更多個導葉56附接到環形外殼46可提供傳導路徑，通過該傳導路徑，來自高溫氣流50的熱量可局部地轉移到隔壁32，從而潛在地降低系統1的效率。
如圖6中所例示出的，各導葉64從隔壁32延伸到導葉高度70。在各種實施例中，導葉高度70構造成大於或等於在流50衝擊一個或更多個導葉56時的流50的對應高度72。在該實施例中，導葉高度70確保一個或更多個導葉56捕獲流50並且使流50從第一方向58轉向到第二方向60。
再次參照圖5，各導葉64包括定位在噴嘴34下遊的前緣74和定位在前緣74下遊的後緣76。前緣74與流50的第一方向58對準，且後緣76與第二方向60對準。第一方向58對應於流50衝擊在各導葉64上的方向。不受限於任何特定理論，使前緣74與第一方向58對準允許流50和各導葉64之間的具有最小湍流或溢出的平滑相互作用，從而減少環形殼體容積44內的流體動態阻力和相關阻塞。
後緣76與第二方向60對準。在各種實施例中，第二方向構造成減少高溫氣流50在入口唇緣14的環形外殼46的內表面62上的直接衝擊。通常，高溫氣流50在由噴嘴34引導的第一方向58上行進，直到流遇到表面，諸如在外圓周54處的入口唇緣14的環形外殼46的內表面62，如圖4中例示的。在各種實施例中，後緣76所對準的第二方向60指向內圓周80，如圖5中例示的。在流50的行進通過一個或更多個導葉56在第一轉動角下從第一方向58轉向到第二方向60的行進之後，流50沿第二方向60向下遊前進，直到流50在外圓周54處衝擊環形外殼46的內壁62。然而，因為流50已具有在環形殼體容積44內行進的額外的時間和距離，所以通過與容積44中的較冷的周圍空氣的混合，而流50已顯著地得到冷卻。結果，衝擊區域52處的流50的溫度低於可能潛在地使周圍的結構元件過熱的溫度，並且熱氣流50中的更多熱能可用於入口唇緣14的下遊防結冰。
在各種實施例中，各導葉64可具有在前緣74和後緣76之間的任何輪廓而不受限制。在一個實施例中，各導葉64具有彎曲的輪廓，該彎曲的輪廓從在前緣處與第一方向58的對準逐漸過渡到在後緣76處與第二方向60的對準，如圖5中例示的。在另一實施例中，各導葉64包括在前緣74和後緣76之間的至少兩個平面小面(未示出)。在該實施例中，各導葉64包括與第一方向58對準的第一小面和與第二方向60對準的第二小面，第一小面包括前緣74和剩餘導葉64的至少一部分，第二面包括後緣76和剩餘導葉64的至少一部分。
在各種其他實施例中，各導葉64可具有在前緣74和後緣76之間的任何厚度輪廓而不受限制。在一個實施例中，各導葉64可以是板塊(slab)狀(參見圖5)，特徵在於從前緣74和後緣76的恆定厚度。在該實施例中，前緣74和後緣76可獨立地具有邊緣輪廓，包括但不限於：平坦(方形)邊緣、圓形邊緣、包括兩個或更多個小面的有小面邊緣、或者漸縮成尖銳邊緣的邊緣輪廓。在另一實施例中，各導葉64可設有與任何已知的翼型件輪廓對應的厚度輪廓而不受限制。在該實施例中，厚度輪廓在距隔壁32的各距離處可以是恆定的(參見圖6)，或者厚度輪廓可以作為距隔壁32的距離的函數而變化。作為非限制性示例，各導葉64可從第一端66處的較厚輪廓漸縮到自由端68處的較薄輪廓68，或反之亦然。在另一實施例中，各導葉64可具有一個或更多個流輸送特徵(flowentrainmentfeature)，包括但不限於附接到自由端68的端板，以增強高溫氣流50的捕獲和轉向。
在各種實施例中，一個或更多個導葉56包括至少一個導葉、至少兩個導葉、至少三個導葉、至少四個導葉、或至少五個導葉。在一個示範實施例中，一個或更多個導葉56包括第一導葉76和第二導葉78，如圖7中例示的。在該實施例中，第一導葉76定位為相對於第二導葉78更靠近環形殼體容積44的內圓周80。第一導葉76包括位於噴嘴34(未示出)下遊的第一前緣82和位於第一前緣82下遊的第一後緣84。第二導葉78包括位於噴嘴34(未示出)下遊的第二前緣82和位於第二前緣88下遊的第二後緣86。
再次參照圖7，第一前緣82和第二前緣86均與第一方向58對準，第一方向58與高溫氣流50衝擊第一導葉76和第二導葉78的方向對準。如上所述，第一後緣84與第二方向60對準以使高溫氣流50朝內圓周80轉向。第二後緣88與第三方向90對準，第三方向90構造成使定位為更靠近外圓周54的高溫氣流50的一部分朝內圓周80轉向，以延遲流50在入口唇緣14的環形外殼46內表面62上的衝擊。因為第二導葉78定位為比第一導葉76更靠近外圓周54，所以第二後緣88所對準的第三方向90使流50轉向通過第二轉動角，第二轉動角相對於從第一方向58到第二方向60的第一轉動角更為朝向內圓周80。
再次參照圖7，在一個實施例中，第一前緣82和第二前緣86由前緣間隙92分開。在該實施例中，前緣間隙92構造成足夠寬以用於在第一導葉76和第二導葉78之間捕獲高溫氣流50(參見圖6)。此外，第一後緣84和第二後緣88由後緣間隙94分開。在一個實施例中，前緣間隙92類似於後緣間隙94，從而導致從前緣82/86到後緣84/88在第一導葉76和第二導葉78之間的相對均勻的間隔。在另一實施例中，後緣間隙94相對於前緣間隙92較小，從而導致第一和第二導葉76/78之間的分開距離逐漸減小。不受限於任何特定理論，分開距離的該減小可以像噴嘴一樣起作用，以增大離開第一和第二導葉76/78的高溫氣流50的流動速度，從而增強在入口唇緣14內的環形殼體容積44內由流50加熱的空氣的混合和移動。
在各種實施例中，防結冰系統1可用於實現一種用於通過以下步驟防止飛機發動機10的入口唇緣14結冰的方法：將高溫氣流50引導到環形殼體容積44中並在使流50第一轉動角下從第一方向58轉向到第二方向60，如上所述，第二方向60構造成減少流50在入口唇緣14的環形外殼46的內表面62上的直接衝擊。在各種其他實施例中，以上在本文中描述的防結冰系統1可併入飛機的推進系統中，以防止推進系統的噴氣渦輪發動機10的入口結冰。
圖8a是包括機身102和一對機翼104的飛機100的示意圖。在一個實施例中，飛機100包括一對安裝於機身的發動機組件108，發動機組件108經由一對安裝結構(即一對機身掛架110)聯接於機身102並從機身102向外延伸。安裝於機翼的發動機組件111經由一對安裝結構(即一對機翼掛架112)從機翼104向下懸掛。機身掛架110和機翼掛架112可使用任何適合的聯接布置(例如螺栓結合布置)分別聯接於機身102和機翼104。安裝於機翼的發動機組件111和安裝於機身的發動機組件108除了安裝定向之外基本上相似。圖8b是一個安裝於機翼的發動機組件111的特寫視圖。安裝於機翼的發動機組件111包括入口唇緣114，入口唇緣114包封環形殼體容積44。
如圖8b中例示的，飛機100的入口唇緣114還包括防結冰系統1。如上所述，防結冰系統1包括一個或更多個導葉56，導葉56定位在噴嘴34的下遊。如上所述，噴嘴34構造成將高溫氣流沿第一方向引導到環形殼體容積44中，且一個或更多個導葉56構造成使高溫氣流通過第一轉動角從第一方向轉向到第二方向。如上所述，第二方向構造成減少高溫氣流在入口唇緣的內表面上的直接衝擊。
本書面說明使用示例以公開本發明，包括最佳實施方式，並且還使任何本領域技術人員能夠實踐本發明，包括製造並且使用任何裝置或系統並且實行任何合併的方法。本發明的可取得專利的範圍通過權利要求限定，並且可包含本領域人員想到的其他實例。如果這種其他實例具有不與權利要求的文字語言不同的結構元件，或如果它們包括與權利要求的文字語言無顯著差別的等同結構元件，則它們意圖在權利要求的範圍內。