双流涡轮机
技术领域
本发明涉及一种配备有用于对进气口进行除冰的除冰系统的涡轮机。
背景技术
如已知的，涡轮机包括具有进气口的短舱，该进气口用于将吸入到短舱中的空气朝向风扇引导。进气口包括与外部空气接触的部分，并且因此可能会结冰。已知的是，为了消除任何冰的积聚，使用除冰系统来加热这些部分，该除冰系统是电动类型(通过电阻或电感运行)或液压类型(通过从发动机放泄热空气运行)。
为了减小进气口的质量，与空气接触的部分由复合材料或轻质金属(例如铝)制成。已知的是，复合材料和铝都具有低耐热性(复合材料约为150℃，铝约为300℃)，并且由此，仅电动除冰系统用于由复合材料或铝制成的进气口。实际上，在发动机的特定操作模式期间，气动除冰系统可能产生高温(150℃以上)，这可能损坏由复合材料或铝制成的部分。
使用由电缆提供的大功率电信号来运行电动除冰系统，这些电缆经由机翼在飞行器的大功率芯部(位于飞行器的机身中)与进气口之间穿过。相比之下，使用从发动机直接放泄的热空气的气动除冰系统具有的优点是对于安装来说不太复杂并且就质量而言表现了更小的代价。
需要寻找一种与部分地由复合材料和/或铝制成的进气口兼容的气动除冰系统。
专利文件US 2015/291284描述了一种气动除冰系统，在该气动除冰系统中，从发动机放泄的热空气流在被送到进气口以用于除冰目的之前先使用短舱外部的空气进行冷却。
发明内容
本发明旨在寻找一种用于降低从发动机放泄的热空气的温度的替代性解决方案，并且涉及一种根据本发明的技术方案所述的双流涡轮机。
附图说明
在阅读以下对一个示例性实施例的描述之后，本发明的上述特征以及其他特征将变得更加清楚，所述描述参考附图给出，在附图中：
·图1是涡轮机的沿纵向轴线的截面的示意图，该涡轮机配备有用于对短舱的进气口进行除冰的系统；
·图2是根据本发明的一个实施例的、图1所示的进气口除冰系统的示意图；
·图3是根据本发明的另一个实施例的、图1所示的进气口除冰系统的示意图。
具体实施方式
参考图1，双流涡轮机1包括环形短舱2，该环形短舱以纵向轴线X(被称为发动机轴线)为中心、并且包绕发动机3。
在涡轮机的运行期间在气流(箭头F)穿过涡轮机1的流动方向上，发动机3包括在气流F的流动方向上从上游到下游的并且以发动机轴线X为中心的风扇3a和发动机本体3b。发动机本体3b包括当发动机3运转时用于使风扇3a旋转的元件(尤其是压缩机和涡轮)。
涡轮机包括环形管道间元件4，该环形管道间元件与发动机的本体3同心、并且与该发动机的本体界定了用于热空气流5的沿发动机轴线X延伸的环形管道。管道间元件4与短舱2和风扇3a的下游一起界定了风扇管道6，该风扇管道沿发动机轴线X延伸并且在风扇3a旋转时接纳被该风扇推出的气流F的大部分。
发动机3借助于两个在直径上相反的支柱7a、7b紧固至短舱2，这些支柱用于涡轮机1的机械强度、并且尤其是用于将短舱2与管道间元件4彼此连接。
短舱2包括在其上游端部处的环形进气口10，该环形进气口包括：外蒙皮11，该外蒙皮形成短舱2的外壁2a的上游部分；内蒙皮12，该内蒙皮形成短舱的内壁2b的上游部分以便引导进入短舱2的气流朝向位于下游的风扇3a；进气口唇缘13，该进气口唇缘形成短舱2的前缘并且将外蒙皮11与内蒙皮12彼此连接；以及环形框架14，该环形框架沿短舱2的厚度定位(沿厚度是指在短舱的外壁与内壁之间)并且将外蒙皮11与内蒙皮12彼此连接。环形框架14像外蒙皮11和进气口唇缘13一样由比如铝等金属材料制成。
内蒙皮12例如由复合材料制成并且形成声学衰减结构，该声学衰减结构用于对发动机运行期间产生的噪音进行声学衰减。声学衰减结构包括与进入短舱2的空气接触的第一镂空面板12a、与第一面板12a相距一定距离的第二面板12b、以及置于这两个面板12a-b之间的芯部12c。芯部12c由多个分隔件(未示出)组成，这些分隔件在这两个面板12a、12b之间延伸，从而形成声学腔体的网络，其中每个声学腔体经由第一面板12a中产生的穿孔(未示出)与短舱外部的空气连通，以便形成四分之一波长谐振器。
涡轮机1包括进气口除冰系统20，该进气口除冰系统通过从发动机本体3b放泄热空气而用于加热进气口唇缘13和内蒙皮12(尤其是第一面板12a)，以便使它们免于任何冰的累积，冰可能成块状散落并且损坏风扇3a。
参考图2，并且如已知的，进气口除冰系统20包括用于从发动机本体3b放泄热空气流(图2和图3中的箭头T指示经放泄的热空气流的移动)的空气放泄端口31。空气放泄端口31(经放泄的热空气流T的温度在200℃与300℃之间，压力在10bar与30bar之间)位于发动机本体3b的热级、例如发动机的压缩机的高压级(未示出)。
根据本发明的一个实施例，除冰系统20进一步包括两个互连加热系统，其中，内蒙皮加热系统40接纳来自空气放泄端口31的热空气流以加热在进气口的内蒙皮12的芯部12c中流通的液体，并且进气口唇缘加热系统60用于一旦热空气流T由于其在内蒙皮加热系统40中穿过而被冷却时就使该热空气流扩散通过环形框架14，以加热进气口唇缘13。
空气放泄端口31通过输送管线34连接至内蒙皮加热系统40，该输送管线用于将经放泄的热空气流T传输至所述系统。
内蒙皮加热系统40包括：气液热交换器41，该气液热交换器连接至空气放泄端口31以接纳经放泄的热空气流T；被动泵送回路42，该被动泵送回路供应有热空气流T；用于传热液体的液压回路43，该液压回路用于借助于泵送系统42而在热交换器41与进气口的内蒙皮12a之间输送传热液体。
气液热交换器41用于通过热传导在热空气流与传热液体之间交换热能。气液热交换器41是具有液压入口41a和液压出口41b的平行六面体形式。例如“翅片管”类型的气液热交换器41包括彼此间隔开的多个相互平行的板(未示出)以及垂直于这些板穿过这些板的多个管(未示出)。这些管通过弯头而彼此连接以形成液压通道(未示出)，该液压通道一方面连接至液压入口41a并且另一方面连接至液压出口41b，使得传热液体可以运输通过热交换器41。热交换器41包括空气入口41c和空气出口41d，该空气入口连接至输送管线34以便接纳热空气流T，该空气出口经由输送管线44连接至被动泵送装置42以用于从热交换器41移除热空气。这些板在空气入口41c与空气出口41d之间延伸，使得热空气流在这些板之间被引导的同时从空气入口41c移动至空气出口41d，同时加热这些管。
被动泵送装置42例如是具有涡轮45和旋转泵46的涡轮-泵组件类型，该涡轮和旋转泵各自设有腔室(未示出)。涡轮45的腔室一方面连接输送管线44以接纳来自热交换器41的热空气流T，并且另一方面经由出口管线47连接至进气口唇缘加热系统60以便将热空气驱逐至该进气口唇缘加热系统。
涡轮45或泵46各自的每个腔室包括叶轮，该叶轮可围绕垂直于热空气流、或传热液体的流动方向的轴线旋转移动。涡轮45a和泵46b的叶轮通过例如磁力类型的离合器45c而彼此机械地连接，使得在热空气流流通穿过涡轮45的腔室的作用下涡轮45a的叶轮的旋转驱动泵46b的叶轮旋转、并且使传热流体流通穿过泵46的腔室。
液压回路43包括用于输送传热液体的两个管件48、49，其中，第一管件48部分地布置在芯部12c中并且一个端部48a连接至热交换器的液压入口41a而另一个端部48b连接至泵46的腔室。第二管件49的一个端部49a连接至泵46的腔室而另一个端部49b连接至热交换器41的液压出口41b。
液压回路43被限定为是传热液体通过第二管件49从热交换器的液压出口41b到泵46的腔室、通过第一管件48从泵46的腔室到热交换器的液压入口41a、通过液压通道从热交换器的液压入口41a到其液压出口41b所经过的路径。
第一管件48的布置在芯部12c中的部分48c在进气口10的全部或部分圆周上延伸并且优选地以蛇形模式在芯部12c中延伸，以使接触表面最大化。
进气口唇缘加热系统60经由出口管线47接纳来自内蒙皮加热系统40的热空气。进气口唇缘加热系统60包括圆形管线61，该圆形管线连接至出口管线47、沿进气口10的环形框架14的周缘延伸。圆形管线61包括至少一个延伸部62，并且优选地包括沿其圆周等间距间隔开的多个延伸部，其中每个延伸部62穿过环形框架14以进入由进气口唇缘13、内蒙皮11和外蒙皮12、以及框架14界定的空间并且在该空间内延伸。每个延伸部62的端部62a是靠近进气口唇缘13的空气扩散喷嘴，以便将热空气流的一部分吹到进气口唇缘上。
在除冰回路20运行期间，当热空气流T经由输送管线34到达内蒙皮加热系统40时，此热空气流使涡轮45a的叶轮旋转，这驱动泵46a的叶轮旋转，以便引起传热液体的流通。传热液体在气液热交换器41中被加热并且在进气口的内蒙皮12处被冷却。传热液体的移动用于将热能带到进气口的内蒙皮12，以便加热内蒙皮并且防止所述蒙皮上任何冰的累积。考虑到从发动机本体3b放泄的热空气流的温度在200℃与300℃之间，在第一管件48中流通的传热液体的温度在50℃与100℃之间，该温度低于复合材料可承受的最大允许温度。
在离开热交换器41时，因为热空气流T的一些热能已经传递给传热液体，所以该热空气流被冷却。考虑到前述实例，离开内蒙皮加热系统40的热空气流T的温度降低约50℃，至约为150℃至250℃的温度。经由圆形管线61扩散到由唇缘13、框架14、内蒙皮12、外蒙皮11界定的空间中的空气的温度低于铝可承受的临界温度。
根据本发明的除冰系统20与具有部分地由复合材料和铝制成的部分的进气口10兼容，并且与比如钛等其他材料兼容。通过从发动机本体3b放泄热空气流T并且通过借助于被动泵送装置42使传热液体流通来使该除冰系统运行是简单的并且就所增加的质量而言具有成本效益。
在本发明的一个变体实施例中，并且参考图3，除冰系统20是相同的并且组成元件具有相同的附图标记，只是被动泵送装置42位于热交换器41的上游(参考经放泄的热空气流T的移动方向)。此构型不会改变如以上所描述的本发明的优点和整体操作。
优选地，并且如图2和图3所示，除冰系统20包括布置在输送管线34上的中央单元32和控制阀33。控制阀33可以在打开位置与关闭位置之间切换，在打开位置，该控制阀允许热空气流朝向内蒙皮加热系统40流通，在关闭位置，该控制阀封阻热空气流。在控制阀33的关闭位置，停止从发动机本体3b放泄热空气。
控制阀33由中央单元32电动地驱动，以便使所述阀在其打开位置与关闭位置之间移动。中央单元32接收来自驾驶舱(手动动作)的除冰指令或借助于飞机的航空电子系统(自动除冰)接收除冰指令。
应指出的是，在图1所示的实例中，控制阀33布置在管道间元件中，并且管线部分地在管道间元件内延伸以经由支柱7a与内蒙皮加热系统40相遇，该内蒙皮加热系统位于进气口的芯部12c中、在内蒙皮12与外蒙皮11之间、并且在环形框架14的下游。
