本發(fā)明一般涉及航空，更具體地涉及用于將加熱后的空氣提供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的設(shè)備和方法。

背景技術(shù)：

現(xiàn)代噴氣式航空器通常包括機翼防冰系統(tǒng)，以保持機翼的前緣不結(jié)冰。高海拔的大氣溫度遠低于冰點，當存在明顯的濕氣并且沒有機翼防冰系統(tǒng)時，機翼上可能會結(jié)冰。這是不希望的。

一些機翼防冰系統(tǒng)將熱空氣引導到機翼的前緣以加熱前緣，從而抑制冰的形成。這種機翼防冰系統(tǒng)的熱空氣源是從航空器的噴氣式發(fā)動機的壓縮機部取得的排氣。從壓縮機部提取的排氣可以具有大約500華氏度的溫度。使用這種高溫的排氣會帶來不希望的風險和復雜性。此外，這些風險和復雜性是不必要的，因為500華氏度遠高于保持機翼前緣無冰所需的溫度。

一種常見的解決方案是在將排氣引導到機翼之前將其冷卻到更易于管理的溫度。這是通過使用預冷器來實現(xiàn)的。預冷器接收來自壓縮機的排氣。同時，預冷器還接收從流過航空器外部的自由流中虹吸的相對大量的冷卻空氣。自由流空氣相對較冷(例如，零下50華氏度)，并且供應充足，因此非常適合冷卻排氣。通過引導排氣通過冷卻通道(例如管道)的網(wǎng)絡，并且使冷卻空氣經(jīng)過冷卻通道周圍，排氣的溫度降低到200到250華氏度的范圍。同時，當冷卻空氣經(jīng)過承載排氣的冷卻通道時，冷卻空氣被加熱到80到100華氏度之間。該加熱后的冷卻空氣離開預冷器并返回到自由流。

為了有效地抑制冰的形成，必須以相對大的量向機翼防冰系統(tǒng)供應熱空氣。從壓縮機虹吸足夠量的壓縮空氣來操作機翼防冰系統(tǒng)會使發(fā)動機中用于發(fā)動機工作如產(chǎn)生推力的空氣較少。這在具有較大發(fā)動機的較大航空器中不構(gòu)成問題。這是因為較大的發(fā)動機產(chǎn)生過剩的壓縮空氣。結(jié)果，到發(fā)動機的燃燒部的空氣流沒有明顯的減少，因此不會發(fā)生顯著的功率流失或推力產(chǎn)生的減小。

然而，在具有較小噴氣式發(fā)動機的較小噴氣式航空器中，由壓縮機部產(chǎn)生的壓縮空氣的供應量較少。從小型噴氣式發(fā)動機虹吸壓縮空氣將留下不希望的低供應量的壓縮空氣可供到達發(fā)動機的燃燒部。這又將減小由較小的噴氣式發(fā)動機產(chǎn)生的推力。這可能對航空器的性能產(chǎn)生負面影響。這種機翼防冰系統(tǒng)工作期間推力的減小是不期望的。

因此，期望提供一種用于向機翼防冰系統(tǒng)提供足夠供應量的加熱后的空氣同時使噴氣式發(fā)動機所經(jīng)歷的功率流失最小化的設(shè)備。此外，期望提供一種用于向機翼防冰系統(tǒng)提供足夠供應量的加熱后的空氣同時使噴氣式發(fā)動機所經(jīng)歷的功率流失最小化的方法。此外，其他期望的特征和特點將從以下

技術(shù)實現(xiàn)要素：
和結(jié)合附圖以及前述技術(shù)領(lǐng)域和背景技術(shù)的詳細描述和所附權(quán)利要求而變得明顯。

發(fā)明內(nèi)容

本文公開了用于將加熱后的空氣提供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的各種非限制性的設(shè)備和方法。

在第一非限制性實施例中，所述設(shè)備包括但不限于配置為耦合到機翼防冰系統(tǒng)的引射器。所述引射器進一步配置為接收第一空氣流。所述引射器進一步配置為利用所述第一空氣流夾帶第二空氣流。所述第二空氣流具有比所述第一空氣流低的溫度。所述引射器進一步配置為將所述第一空氣流與所述第二空氣流混合以形成具有適合于所述機翼防冰系統(tǒng)使用的溫度和量的組合流。所述引射器還進一步配置為將所述組合流排放到所述機翼防冰系統(tǒng)中。

在另一個非限制性實施例中，所述設(shè)備包括但不限于預冷器，所述預冷器配置為從所述噴氣式發(fā)動機接收排氣流，從自由流接收冷卻空氣流，用所述冷卻空氣流冷卻所述排氣流，排出冷卻后的排氣流，以及排出被加熱后的冷卻空氣流。所述設(shè)備還包括但不限于引射器，所述引射器配置為從所述預冷器接收所述冷卻后的排氣流的一部分，利用所述冷卻后的排氣流的所述部分夾帶所述加熱后的冷卻空氣流的一部分，將所述冷卻后的排氣流的所述部分與所述加熱后的冷卻空氣流的所述部分混合以形成具有適合于所述機翼防冰系統(tǒng)使用的溫度和量的組合流，以及排出所述組合流。

在另一個非限制性實施例中，所述方法包括但不限于在預冷器處接收來自所述噴氣式發(fā)動機的排氣流和來自自由流的冷卻空氣流的步驟。所述方法進一步包括但不限于在所述預冷器處用所述冷卻空氣流冷卻所述排氣流的步驟。所述方法進一步包括但不限于從所述預冷器排出冷卻后的排氣流和加熱后的冷卻空氣流的步驟。所述方法進一步包括但不限于在引射器處接收所述冷卻后的排氣流的一部分的步驟。所述方法進一步包括但不限于在所述引射器處利用所述冷卻后的排氣流的所述部分夾帶所述加熱后的冷卻空氣流的一部分的步驟。所述方法進一步包括但不限于在所述引射器處將所述加熱后的冷卻空氣流的所述部分與所述冷卻后的排氣流的所述部分混合以形成組合流的步驟。所述方法進一步包括但不限于從所述引射器排出所述組合流的步驟。

附圖說明

下面將結(jié)合附圖描述本發(fā)明，其中相同的附圖標記表示相同的元件，并且

圖1是示出用于將加熱后的空氣提供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的設(shè)備的非限制性實施例的框圖；

圖2是示出配置為與圖1的設(shè)備一起使用的引射器的非限制性實施例的示意圖；以及

圖3是示出用于將加熱后的空氣提供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的方法的非限制性實施例的流程圖。

具體實施方式

以下詳細描述本質(zhì)上僅是示例性的，并不意圖限制本發(fā)明或本發(fā)明的應用和用途。此外，不意圖受到前述背景技術(shù)或以下詳細描述中給出的任何理論的束縛。

本文公開了用于將加熱后的空氣提供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的設(shè)備和方法的各種實施例。

在一個非限制性實施例中，引射器與預冷器流體地耦合并且接收從預冷器排出的冷卻后的排氣空氣流的一部分。引射器的內(nèi)部結(jié)構(gòu)在該冷卻后的排氣通過時產(chǎn)生低壓區(qū)，將冷空氣吸入引射器。該冷空氣可以是來自預冷器的加熱后的冷卻空氣或者是來自經(jīng)過航空器的自由流的環(huán)境空氣。因為該低壓區(qū)可以利用較低量的冷卻后的排氣產(chǎn)生，并且因為由該冷卻后的排氣引起的近真空條件能夠吸入很大量的冷空氣，所以進入引射器的該冷空氣比該冷卻后的排氣的量高得多。該大量的冷空氣與該低量的冷卻后的排氣結(jié)合產(chǎn)生具有有效地防止機翼上的冰的形成所需的較大的量和較高的溫度。

當該冷空氣和該冷卻后的排氣進入引射器時，該冷空氣被夾帶到流動的冷卻后的排氣中，并且這兩個氣流混合。當它們混合時，冷卻后的排氣的能量和高溫被轉(zhuǎn)移到冷空氣。在一些實施例中，這可以使組合流的總體溫度在120華氏度和180華氏度之間。該溫度范圍內(nèi)的流體非常適合于機翼防冰系統(tǒng)使用。

此外，由于僅需要將相對低量的冷卻后的排氣吸入到相對大量的冷空氣中，因此可以向操作機翼防冰系統(tǒng)所需的大量氣流提供比當前傳統(tǒng)系統(tǒng)所使用的少得多的排氣。這種對排氣的降低的依賴性大大減少了需要從噴氣式發(fā)動機的燃燒室轉(zhuǎn)移來的壓縮空氣的量。因此，引射器的使用允許機翼防冰系統(tǒng)接收保持機翼沒有冰所需的大流量的暖空氣，而不會對發(fā)動機造成不可接受的流失，從而使其功率/推力基本上不降低。

應當理解，引射器可以替代地用于與不同的空氣流實現(xiàn)相似的效果。在另一個非限制性實施例中，該設(shè)備可以包括引射器。該引射器可以與預冷器流體地耦合，并且/或者該引射器可以直接與壓縮機耦合。該引射器可以從該預冷器接收冷卻后的排氣(相對暖的)，并且還可以如前段所述的接收加熱后的冷卻空氣(相對涼的)。該引射器可以從壓縮機接收未冷卻的排氣(熱的)。在其它實施例中，在預冷器不冷卻排氣期間，壓縮機可以從預冷器接收未冷卻的排氣。此外，引射器還可以與自由流流體地耦合以接收環(huán)境空氣(冷的)。因此，引射器可以以上述方式使用冷卻后的排氣流(暖的)和加熱后的冷卻空氣流(涼的)來操作。此外，引射器可以以上述方式使用排氣流(熱的)和環(huán)境空氣流(冷的)來操作。此外，引射器可以以上述方式使用排氣流(熱的)和加熱后的冷卻空氣流(涼的)來操作。此外，引射器可以以上述方式使用冷卻后的排氣流(暖的)和環(huán)境空氣流(冷的)來操作。

通過閱讀本申請的附圖以及以下詳細描述可以獲得對用于將加熱后的空氣提供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的系統(tǒng)和方法的更多理解。

圖1是示出用于將加熱后的空氣提供給機翼防冰系統(tǒng)的設(shè)備10的框圖。在所示實施例中，設(shè)備10包括預冷器12和引射器14。設(shè)備10與噴氣式發(fā)動機16流體地耦合。噴氣式發(fā)動機16具有進氣部18和壓縮機部20。預冷器12經(jīng)由管道22與進氣部分18流體地耦合，并且經(jīng)由管道24與壓縮機部20流體地耦合。應當理解，圖1在本質(zhì)上是示例性的，并且在其他實施例中，設(shè)備10可以包括附加部件，并且可以配置為與多個噴氣式發(fā)動機以及與噴氣式發(fā)動機16以外的不同類型的噴氣式發(fā)動機耦合。

預冷器是本領(lǐng)域已知的，并且通常與噴氣式發(fā)動機結(jié)合使用以冷卻排氣。任何合適的預冷器都可以與設(shè)備10一起使用。在所示實施例中，預冷器12通過管道24從壓縮機部20接收排氣流。來自壓縮機部20的排氣以相對高的溫度到達預冷器12。在一些例子中，排氣以大約500華氏度到達預冷器12。在其它實施例中，排氣可以以更高或更低的溫度(例如，在400到600華氏度之間)到達。因此，預冷器12由能夠容忍這些溫度下的空氣流的任何合適的材料構(gòu)成。例如，預冷器12可以由鋁、鈦、不銹鋼、鎳鋼、特異金屬合金和復合材料構(gòu)成。

預冷器12配置為引導排氣流通過預冷器12內(nèi)部的并且配置為導熱的冷卻通道網(wǎng)絡。這種導熱的能力有助于熱交換，如下所述。

預冷器12還配置為從航空器周圍的自由流接收冷卻空氣流。在噴氣式航空器通常運行的并且在航空器機翼上可能形成冰的高度上，自由流可能相對較冷。例如，在標準大氣條件下，在二萬英尺高度處的溫度大約為零下12華氏度。在三萬七千英尺到六萬五千英尺之間的高度，溫度下降到大約零下70華氏度。預冷器12從自由流接收冷卻空氣流。該冷卻空氣被收集在進氣部18，并且經(jīng)由管道22輸送到預冷器12。接近和進入進氣部18的空氣還沒有被壓縮機部20壓縮，因此仍處于環(huán)境溫度。通過在發(fā)動機進氣口收集自由流空氣，航空器的空氣動力學基本上不受影響。然而，應當理解，在其它實施例中，在不脫離本公開的教導的情況下，可以在航空器上的任何適當位置從自由流收集空氣。

預冷器12以類似于汽車散熱器的方式運行。它配置為將冷卻空氣流引導到熱的排氣流過的冷卻通道上。在冷卻通道上流過的寒冷的冷卻空氣與在冷卻通道內(nèi)流動的熱的排氣之間的相互作用導致熱從排氣中釋放并且被冷卻空氣吸收。

這種相互作用的主要作用是排氣被冷卻。當排氣穿過預冷器12時，其溫度可以從500華氏度下降到大約200到300華氏度的范圍。在一些實施例中，離開預冷器12的冷卻后的排氣的溫度可以是大約250華氏度。在這些溫度下，冷卻后的排氣可以以最小的風險和最小的復雜度被安全地管理和引導，并且可以被航空器的環(huán)境控制系統(tǒng)和機翼防冰系統(tǒng)使用。

當熱的排氣在冷卻通道內(nèi)流動時冷卻空氣在冷卻通道上流過的副作用是使冷卻空氣的溫度升高。在一些例子中，開始可能為大約零下12至零下70華氏度的溫度范圍內(nèi)的冷卻空氣可以被加熱到大約80至100華氏度的溫度范圍。在本發(fā)明之前，這種被加熱的冷卻空氣被認為是廢品并且被重新引入到自由流中。然而，在本發(fā)明中，這種被加熱的冷卻空氣被用于大幅增加輸送到機翼防冰系統(tǒng)的空氣流。這將在下面詳細討論。

冷卻后的排氣流經(jīng)由管道30離開預冷器12。冷卻后的排氣流的一部分經(jīng)由管道34被引導到航空器的環(huán)境控制系統(tǒng)，并且冷卻后的排氣流的一部分經(jīng)由管道36被引導到機翼防冰系統(tǒng)。

加熱后的冷卻空氣流經(jīng)由管道40離開預冷器12。管道42將引射器14流體地耦合到管道40，并且能夠使引射器14將加熱后的冷卻空氣流的一部分從管道40吸入到引射器14中。管道40中的加熱后的冷卻空氣的剩余部分作為廢品被再次引入到自由流中。在一些實施例或應用中，百分之一百的加熱后的冷卻空氣被吸入到引射器中。在其他實施例中，機翼防冰系統(tǒng)需要比預冷器12能提供的更多的空氣流。在這種情況下，環(huán)境空氣可以被吸入到管道40中(如向上指示朝向預冷器12的箭頭所表示的)來補充被加熱的冷卻空氣。在其他情況下，可以使用環(huán)境空氣而不是被加熱的冷卻空氣。在這種情況下，環(huán)境空氣可以被吸入到管道40中，然后吸入到管道42中并進入引射器14。在其他情況下，引射器14可以配置為使用環(huán)境空氣而不是加熱后的冷卻空氣進行操作。在這種情況下，引射器14可以具有將環(huán)境空氣輸送到引射器14的單獨管道。

在本發(fā)明之前，需要被引導到機翼防冰系統(tǒng)的冷卻后的排氣的量相對較大。因此，在本發(fā)明之前，機翼防冰系統(tǒng)的操作需要來自壓縮機部20的大的排氣流。然而，在本發(fā)明中，需要將少得多的冷卻后的排氣流引導到機翼防冰系統(tǒng)。這是因為冷卻后的排氣被引導通過引射器14。如下面詳細討論的，流過引射器14的相對較小部分的冷卻后的排氣流在引射器14中產(chǎn)生低壓區(qū)，這使得引射器14能夠吸入流過管道40的相對大部分的被加熱后的冷卻空氣流。使用管道42作為吸管，引射器14虹吸來自管道40的相對大的加熱后的冷卻空氣流。在這種方式下，航空器的機翼防冰系統(tǒng)所需的大的空氣流量主要由加熱后的冷卻空氣提供，而不是由冷卻后的排氣提供。這大大降低了對壓縮機部20的壓縮空氣的需求。

在引射器14內(nèi)，該部分冷卻后的排氣流與該部分加熱后的冷卻空氣流混合以形成組合流。在兩個氣流混合期間，熱形式的能量從該部分冷卻后的排氣流轉(zhuǎn)移到該部分加熱后的冷卻空氣流。在一些實施例中，引射器14可以配置為產(chǎn)生具有大約120到180華氏度的溫度范圍的組合流。在一些實施例中，引射器14可以配置為產(chǎn)生具有大約160華氏度的溫度的組合流。其他溫度和溫度范圍也是可能的。

組合流經(jīng)由管道50離開引射器14，并且被引導到航空器的機翼防冰系統(tǒng)。在這種方式下，引射器14為機翼防冰系統(tǒng)提供其正常工作所需的相對大量的氣流。引射器14還為機翼防冰系統(tǒng)提供具有便于抑制冰的形成的溫度的氣流。引射器14還通過利用在本發(fā)明之前被廢棄的被加熱的冷卻空氣來減少對來自壓縮機部20的排氣的需求。

圖2是示出引射器14的內(nèi)部結(jié)構(gòu)和部件的示意圖。繼續(xù)參考圖1，現(xiàn)在討論引射器14的內(nèi)部結(jié)構(gòu)及其對進入引射器的空氣流的影響和作用。應當理解，圖2僅示出了示例性實施例，并且在不脫離本公開的教導的情況下也可以采用其他結(jié)構(gòu)的設(shè)備。

在所示實施例中，引射器14包括主空氣通道60。主空氣通道60配置為在入口62處接收來自管道36的冷卻后的排氣。進入入口62的冷卻后的排氣將處于大約200到300華氏度的溫度。因此，入口62以及在一些情況下的引射器14的所有結(jié)構(gòu)應當由能夠適應這些溫度的任何適當材料構(gòu)成。例如，入口62和引射器14的其它部分可以由鋁、鈦、不銹鋼、鎳鋼、特異金屬合金和復合材料構(gòu)成。

在進入入口62之后，冷卻后的排氣將被引導通過壓縮機64。壓縮機64將節(jié)流冷卻后的排氣流，使冷卻后的排氣加速。在通過壓縮機64之后，冷卻后的排氣將以快速移動的空氣的射流形式進入膨脹室66?？焖僖苿拥睦鋮s后的排氣的射流將開始在壓縮機64下游的膨脹室66內(nèi)膨脹。冷卻后的排氣的這種膨脹導致冷卻后的排氣的靜壓的顯著降低。冷卻后的排氣的射流的穿過膨脹室66的快速移動與冷卻后的排氣的射流的靜壓的顯著降低相結(jié)合，在膨脹室66的內(nèi)部產(chǎn)生類似于真空起作用的低壓區(qū)域。

主空氣通道60配置為在入口68處接收來自管道42的被加熱的冷卻空氣。入口68在一端與管道42(圖2中未示出)流體地耦合，在另一端與膨脹室66流體地耦合。當冷卻后的排氣的射流的運動和膨脹在膨脹室66內(nèi)產(chǎn)生類似真空的條件時，移動通過管道40的被加熱后的冷卻空氣被吸入到管道42中，然后進一步被吸入到膨脹室66中，在那里它被夾帶到冷卻后的排氣的射流。冷卻后的排氣和加熱后的冷卻空氣將從那開始作為組合流一起移動通過引射器14的其余部分。

當組合流移動通過主空氣通道60的其余部分時，冷卻后的排氣和加熱后的冷卻空氣將混合。冷卻后的排氣的相對高的溫度將轉(zhuǎn)移到加熱后的冷卻空氣的相對低的溫度，直到兩種流體處于大致相同的溫度。在一些實施例中，組合流的溫度將在大約120到180華氏度之間。在一些實施例中，組合流的溫度將為大約160度華氏度。

由于只需要將相對少的冷卻后的排氣流吸入到大量的加熱后的冷卻空氣中，因此兩種流體的比可能相當高。例如，在一些實施例中，組合流中的冷卻空氣與排氣的比可以為10比1。在其它實施例中，該比可以是100比1。在其他實施例中，根據(jù)具體應用，該比甚至可以更高或可能更低。

當組合流繼續(xù)向下游移動通過主空氣通道60時，其將遇到壓縮機70。壓縮機70將壓縮組合流，導致其速度增加并且更快地向下游移動通過主空氣通道60。壓縮機70的下游，組合流經(jīng)過擴散器72，其將緩慢地降低流體的速度。隨著流體的速度減小，流體的靜壓將增加。可能希望為機翼防冰系統(tǒng)提供具有相對高的靜壓的流體。組合流將在出口74處離開主空氣通道60，在那里它進入管道50。組合流從那被引導到機翼防冰系統(tǒng)。

繼續(xù)參考圖1和2，圖3是示出用于將加熱后的空氣供給由噴氣式發(fā)動機推進的航空器上的機翼防冰系統(tǒng)的方法80的非限制性實施例的流程圖。應當理解，方法80可以以比圖3中所示的更多或更少數(shù)量的步驟進行而不脫離本公開的教導。此外，這些步驟不需要以所示或所描述的順序進行，而可以以任何合適的順序進行。

在步驟82，在預冷器處接收來自噴氣式發(fā)動機的壓縮機部的排氣流。來自航空器周圍的自由流的冷卻空氣流也在預冷器處被接收。

在步驟84，排氣流在預冷器中被冷卻空氣流冷卻。在一些實施例中，預冷器提供冷卻通道的網(wǎng)絡，熱的排氣被引導通過該網(wǎng)絡，而寒冷的冷卻空氣在該網(wǎng)絡上經(jīng)過。該動作具有冷卻排氣和加熱冷卻空氣的效果。

在步驟86，冷卻后的排氣流和加熱后的冷卻空氣流從預冷器排出。

在步驟88，冷卻后的排氣流的一部分在引射器處被接收。

在步驟90，該部分冷卻后的排氣流被用于在引射器內(nèi)產(chǎn)生較低壓力區(qū)。這將吸入被加熱的冷卻空氣流的一部分，然后該部分被加熱的冷卻空氣流將被冷卻后的排氣的所述部分夾帶。

在步驟92，冷卻后的排氣流的所述部分與加熱后的冷卻空氣流的所述部分在引射器內(nèi)混合以形成組合流。在該步驟期間，熱量從冷卻后的排氣轉(zhuǎn)移到加熱后的冷卻空氣，直到組合流具有基本均勻的溫度。

在步驟94，組合流從引射器排出。

在步驟96，組合流被引導到機翼防冰系統(tǒng)。這可以通過使用導管、管道或任何其它合適的流體輸送裝置來實現(xiàn)。

在步驟98，組合流被機翼防冰系統(tǒng)用于對航空器的機翼進行去冰。

雖然在本公開的上述詳細描述中已經(jīng)給出了至少一個示例性實施例，但是應當理解，存在大量變化。還應當理解，一個或多個示例性實施例僅是例子，并且不旨在以任何方式限制本發(fā)明的范圍、適用性或配置。而是，前面的詳細描述將為本領(lǐng)域技術(shù)人員提供用于實現(xiàn)本發(fā)明的示例性實施例的方便路線圖。應當理解，在不脫離如所附權(quán)利要求中闡述的本公開的范圍的情況下，可以對示例性實施例中描述的元件的功能和布置進行各種改變。