用于飞行器的除冰及调节设备技术领域
本发明涉及飞行器涡轮喷气发动机机舱领域，且更具体地关注涡轮
喷气发动机机舱的除冰。
背景技术
飞行器由一个或多个推进组件提供动力，每个推进组件包括容纳在
管状机舱中的涡轮喷气发动机。每个推进组件由挂架紧固至飞行器，所
述挂架通常位于机翼下方或上方或位于机身处。
“上游”是指在涡轮喷气发动机中的气流方向上、位于所考虑的点
或元件之前，而“下游”是指在涡轮喷气发动机中的气流方向上、位于
所考虑的点或元件之后。
机舱通常具有结构，该结构包括涡轮喷气发动机的进气口上游、用
于包围风扇或涡轮喷气发动机的压缩机及其壳体的中间部分、能够容纳
推力反向器装置并用于包围涡轮喷气发动机的气体发生器的下游部分，
且通常端部为引射喷管，其出口位于涡轮喷气发动机的下游。
常规地，在机舱和涡轮喷气发动机之间构成的空间被称为次级流动
路径。
通常地，涡轮喷气发动机包括一组叶片(压缩机和可选的风扇或非
流线型推进器)，其通过一组传动装置由气体发生器旋转地驱动。
提供润滑剂分配系统，以确保传动装置以及其它所有附件(诸如发
电机)的良好润滑，并使其冷却。
在飞行期间，取决于温度和湿度条件，可能会在机舱上形成冰，尤
其是在装配进气口部分的进气口唇缘的外表面处。
冰或霜的存在改变了进气口的空气动力学特性，并且干扰空气朝向
风扇的传输。此外，机舱的进气口上形成霜和在冰块脱离的情况下发动
机吸入冰可能会损坏发动机或机翼，且给飞行安全带来危险。
对机舱外表面进行除冰的一种解决方案在于防止冰在外表面上形
成，同时使相关表面维持足够的温度。
因此，润滑剂的热量可用于加热机舱的外表面，润滑剂由此被冷却
并能够在润滑回路中被重复使用。
文献US4782658和EP1479889具体地描述了这种利用发动机润滑剂
热量的除冰系统的实施方式。
更具体地，文献US4782658描述了一种除冰系统，其利用由进气道
引入的且通过空气/油交换器加热的外部空气以实现除冰。这种系统可更
好地控制交换的热能，但机舱的外表面中进气道的存在导致空气动力学
性能的损失。
同时，文献EP1479889描述了一种利用闭合回路中的空气/油交换器
对涡轮喷气发动机机舱的进气口结构进行除冰，该进气口结构的经加热
的内部空气由风扇进行强制循环。
应注意的是，该进气口结构是中空的且形成封闭腔室，用于使由设
置在该腔室内的交换器加热的除冰空气循环。
因此，可用于除冰的热能取决于润滑剂温度。
此外，进气口结构的交换表面是固定的且受限制的，并且实际耗散
的能量主要取决于除冰所需的热量，此外取决于外部条件。
由此导致难以控制润滑剂的冷却以及进气口所要保持的温度。
还有另一种解决方案，其中热交换器和用于待加热流体循环的管道
相连，以形成多个回路用于使待加热流体通过交换器再循环，且这使得
待加热流体的循环区域与外壁接触，从而通过机舱中与外部空气的热传
导而实现热交换。待加热流体的循环通过强制循环来执行。
还有已熟知的通过热空气引入对涡轮喷气发动机机舱进行除冰的解
决方案。这些解决方案通常依赖于涡轮喷气发动机的压缩机中的热空气
引入。这样引入的热空气处于高压和高温下，一方面，其被直接供给到
待除冰的机舱的进气口唇缘，另一方面，其被引导至空气/空气交换器(盎
格鲁-撒克逊(Anglo-Saxon)术语中的“预冷器”)，其中所述热空气被外
部空气冷却以用于座舱空气调节和飞行器机翼的除冰。
已经注意到，先前呈现的用于通过冷却润滑剂对进气口唇缘进行除
冰的系统由于交换器的存在会导致次级流动路径的摩擦损失，以及当次
级流动路径中进行空气引入时会导致发动机推力损失，该情形下这些损
失对消耗具有显著影响(它们相当于总消耗的约0.5％)，而且在发动机油
的冷却涉及来自机舱外部的空气引入的情况下，当涡轮喷气发动机以怠
速和/或低功率运转时(例如，在飞行器的滑行过程中或当飞行器下降时)，
这种系统效率低。
通过引入压缩机中的热空气为进气口唇缘除冰的解决方案具有诸多
缺点，尤其在于，由涡轮喷气发动机的压缩机中的引气的高温导致，待
除冰的进气口前舱壁和通常具有一个以上壁的进气管要使用昂贵的材
料，以减少破裂的风险，缺点还在于，它们在高压压缩机上使用了特殊
的引气，从而降低了涡轮喷气发动机的功率或可用推力。事实上，以上
所提出的通过涡轮喷气发动机的压缩机中热空气引入来除冰的解决方案
通常在压缩机中实施三次引气，其中一次专用于发动机舱进气口唇缘的
除冰。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种克服上述缺点的除冰设备。
为了这个目的，本发明涉及一种用于飞行器机舱的进气口唇缘的除
冰设备，所述设备包括预交换器、能够引入风扇下游低压空气的风扇引
气装置、两个向压缩机不同级的下游引入高压空气的装置、以及安装在
空气循环网络中的受控阀和止回阀，其中，所述预交换器包括低压空气
出口，所述低压空气出口能够经由空气循环网络的管道通向飞行器发动
机舱的进气口唇缘。
根据本发明的其他特征，除冰设备包括以下单独考虑或根据所有可
能组合的可选特征中的一个或多个：
-除冰设备包括通过预交换器循环的高压空气的排放阀；
-除冰设备包括使至少一部分高压空气与低压空气混合的混合阀，所
述高压空气用于座舱调节和机翼除冰，所述低压空气用于对进气口唇缘
进行除冰；
-除冰设备包括进气口唇缘温度的检测器。
本发明还涉及一种具有根据本发明的除冰设备的发动机机舱，以及
使用在在根据本发明的除冰设备上的各受控阀的强制打开装置。
本发明还涉及一种飞行器，其具有根据本发明的发动机机舱。
该解决方案不仅能够从专用于飞行器机舱的进气口唇缘除冰的压缩
机中去除引气装置而直接连接唇缘，而且降低了进气口唇缘除冰空气的
温度，使得可以使用成本更低或者更轻的材料来制造唇缘的前舱壁，诸
如用铝或一些复合材料代替通常使用的钛。
此外，这种解决方案既没有影响飞行器的供给，也没有影响飞行器
的可靠性，尤其提供相同数量的阀门，而且也不像常规的机舱设计那样，
其不需要在专用压缩机的下游设置引气阀。
附图说明
现在我们将通过非限制性实例的方式，参照附图，描述若干可能的
实施例，在所有附图中，相同或相似的标记指代相同或相似的构件或构
件组：
-图1是根据本发明第一实施例的第一空气循环网络的示意图，
-图2是根据本发明第二实施例的第二空气循环网络的示意图，以及
-图3是根据本发明第三实施例的第三空气循环网络的示意图。
具体实施方式
在下文描述的所有实施例中，为简化起见，连接空气循环网络不同
元件的管道分别称为“管道3”。
在下文描述的所有实施例中，术语“穿过网络”是指穿过网络的全
部或一部分，术语“受控阀”是指充当或不充当阀栓、致动器的阀。
参见图1，描述了根据本发明第一实施例的第一空气循环网络1。
第一网络1包括在飞行器发动机机舱100中。
机舱100包括外部空气动力壁110、内部空气动力壁120，所述外部
空气动力壁110包括上游进气口唇缘111，进气口唇缘111在上游连接外
部空气动力壁110和内部空气动力壁120。
用于高压空气冷却的第一空气循环网络1包括一个热-预交换器。
第一网络1包括仅允许空气在一个方向上流动的止回阀(分别为4、
5)、受控阀(分别为6、7、8、9)、以及管道3。所述阀4、5、6、7、8、
9用于控制第一网络1中的空气循环。
第一网络1包括两个不同的孔，用于以压缩机的两个不同级10和11
高压引气，从而向第一网络1供应高压热空气，还包括一个孔12，用于
风扇下游的低压引气，从而向第一网络1供应低压冷空气。
在第一网络1的运行中，高压热空气通过压缩机级10和11下游的
高压引气孔进入，而低压冷空气通过风扇下游的低压引气孔12进入。
第一网络1中的高压热空气和低压冷空气的进气流速根据要求借助
受控阀6、7、8进行设定。
由此，高压热空气经由压缩机下游的两个引气孔10、11进入第一网
络1。连接所述孔10、11的管道3在预交换器2的上游汇聚。
高压热空气通过在第一网络1的管道3中发生的压缩机引入级的下
游的高压引气孔11进入。空气随后经过第一网络1的止回阀5、管道3、
受控阀7，然后进入预交换器2。
同时，高压热空气也通过在另一级的下游的引气孔10进入，所述另
一级在第一网络1的管道3中的压缩机的更下游。空气随后经过第一网
络1的受控阀6、管道3、然后通过受控阀7、并且最后通过预交换器2。
根据座舱空气调节所需的压力，阀6可被打开或关闭。
当阀6闭合时，空气从孔11经由止回阀5朝向预交换器2循环。
当阀6打开时，经由孔10的引气压力高于经由孔11的引气压力，
止回阀5被关闭且因此使空气从孔10朝向预交换器2循环。
同时，低压冷空气通过在第一网络1的管道3中的风扇下游的低压
引气孔12进入。低压空气随后经过第一网络1的受控阀8、管道3、而
后进入预交换器2。驱动风扇引入的受控阀8打开，以保持空气调节的合
适温度。
预交换器2是从本领域技术人员已知的所有预交换器中选择的预交
换器，并且当然适合于其在涡轮喷气发动机的机舱中的精确使用，并且
它的操作是已知的。
预交换器2具有至少两个出口，出口管道3连接至其中一个高压空
气出口18和另一个低压空气出口19。
一旦空气进入预交换器2，空气就通过出口管道3从预交换器2离开。
如果需要的话，预交换器2的低压出口19管道3能够将在其中循环
的低压空气直接地朝向进气口唇缘111传送用于除冰。
进气口唇缘111也可包括超温探测器15，该超温探测器15可用于在
诸如风扇引入的受控阀8之类的调节构件发生故障的情形下，阻止供给
来自飞行器涡轮喷气发动机的压缩机的高压空气。
高压出口18管道3然后分流成，所产生的其中一个管道3能够使一
部分高压空气在穿过又被称为排放阀9的受控阀9之后朝向之后待喷射
的机舱出口循环，从而能够调节来自预交换器2的高压空气的排出流速，
该受控阀9仅用在进气口唇缘111的除冰起作用的阶段期间；所产生的另
一个管道3能够使另一部分的高压空气在穿过止回阀4之后，朝向飞行
器的座舱的空气调节单元(未示出)循环，该飞行器包括机舱100和飞
行器机翼的除冰单元，用于防止在引擎发生故障的情况下空气从空气调
节回路朝向发动机循环。也可使用由飞行器驾驶舱控制的传统防火墙类
型的阀(在发生故障或发动机起火的情况下，其会被控制在关闭位置)。
当除冰不起作用时，排放阀9保持关闭，则空气调节回路中的压力
由阀6和7调节，且温度通过经由阀8来改变预交换器2中的低压空气
流速来调节。送入唇缘中的温度和空气流速是前述阀设置的结果。
当除冰是必须的时候，阀的调节模式改变。除冰空气流速由低压阀8
调节。除冰空气的温度通过阀6和7由预交换器中的高压空气流速来调
节。空气调节回路中的压力由排放阀9来设定。
参见图2，描述了根据本发明的第二实施例的第二空气调节网络13。
尽管第二网络13与第一网络1类似，涉及在预交换器2的上游的空
气调节网络。
该预交换器2也包括高压出口18和低压出口19，两个出口管道3连
接至高压出口18和低压出口19。
然而，这些出口管道3中都没有管道分流，由此其仅保留了出口管
道3，所述出口管道3能够使低压空气从预交换器2朝向进气口唇缘111
直接输送，用于可能的除冰，且高压出口管道3能够使空气通过穿过止
回阀4从预交换器2传送至飞行器机翼的调节和除冰单元。
第二网络13还具有安装在管道3中的受控阀14，所述管道3将止回
阀4的高压出口18的管道3与预交换器2的低压出口19的管道3连接。
该受控阀14是混合阀，能够混合来自预交换器2通过两个出口管道3循
环的空气。该受控混合阀14能够去除出口管道3的分流，该出口管道3
已经在第一网络1中分流而且高压空气喷射至机舱100外侧。
驱动该混合受控阀14使除冰系统中保持的理想温度。
以与图1中示出的相同方式，进气口唇缘111可包括超温探测器15，
该超温探测器15的操作类似于在图1的描述中的解释。
预交换器2上游的第二网络13的操作类似于图1所示的第一网络的
操作。
图3所示的第三网络13类似于第一网络，不同之处在于，排放阀9
和阀8被移除。在预交换器2的低压出口19处的低压空气被转向阀17，
从而当除冰正在实施时能够通过受控阀16使其朝向机舱100外部和朝向
唇缘111喷射。
阀16控制除冰低压空气流速。通过调节穿过阀17的流速，设置朝
向飞行器空气调节回路的空气温度。
当除冰未实施时，出口阀17如在第一网络中一样调节低压空气流速，
且阀16被关闭。
在发生故障情况下，根据本发明的设备在某些情况下能够克服一些
不不良后果。
例如，当受控阀7出现在网络上，且其能够调节涡轮喷气发动机内
的高压热引气，在打开位置发生故障并卡在或者被强制处于打开位置时，
则受控排出阀9能够调节第一空气循环网络1内的压力。
当受控阀9发生故障，以致使其卡在打开位置或被强制处于打开位
置时，机舱的除冰不能仅对一些飞行情况可行，当用于飞行器座舱的空
气调节和机翼除冰与另一个发动机一起进行时，则使用热引气调节的受
控阀7，调节机舱的除冰温度。
当风扇的受控阀8引气时，其被卡在打开位置或被强制处于打开位
置，通过受控排放阀9实现调节机舱除冰温度，以避免损失空气调节和
对机舱除冰的能力。
虽然本发明采用了特定实施例进行描述，但显然，本发明绝不仅限
于此，包括所描述设备的所有技术等同方案及其组合均落入本发明的范
围。