[發明專利]定向流噴嘴旋流增強器

有效

• 申請號: 201710300802.8
• 申請日: 2017-05-02
• 公開（公告）號: CN107339157B
• 公開（公告）日: 2021-10-29
• 發明（設計）人: P.蒂沃里;S.穆克赫杰;C.G.維伯
• 申請（專利權）人: 通用電氣公司
• 主分類號: F02C7/047
• 分類號: F02C7/047
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司 72001
• 代理人: 嚴志軍;劉林華

本發明提供一種用于改進通過飛行器發動機前部的傳熱的設備。該設備包括環形通道，該環形通道由前部限定。氣體源流體連接到通道并且變窄區域被限定在環形通道內。

技術領域

本發明涉及飛行器發動機的加熱部件并且更具體地涉及對飛行器發動機的前緣進行加熱。

背景技術

不期望冰堆積或累積在飛行器發動機上。為了減少積冰，將來自發動機的一個部件的加熱流體引導至發動機的其它部件是已知的。這些方法的一個問題在于難以將熱能均勻地分配在待加熱部件上。因此，積冰發生在未被充分加熱的部件的一部分上或者需要來自發動機的另一個部件的附加流體流來提供所需的熱負載。這種流體流的增加降低了發動機的效率。因此，需要能夠更高效地使用流體流以加熱飛行器部件的設備。

發明內容

通過被構造成增大待加熱部件內傳熱系數的、位于該部件內的結構解決了該需求。

根據本發明的一個方面，提供一種用于改進通過飛行器發動機前部的傳熱的設備。該設備包括環形通道，該環形通道由前部限定。氣體源流體連接到該通道并且變窄區域被限定在該環形通道內。

根據本發明的另一個方面，提供飛行器發動機機艙，該飛行器發動機機艙被構造成提供改進的、通過機艙壁的來自機艙內流體的傳熱。該機艙包括由壁限定的D形管。加熱流體源流體連接到D形管。變窄區域被限定在D形管內。

技術方案1.一種用于改進通過飛行器發動機的前部的傳熱的設備，所述設備包括：

通道，所述通道由所述前部限定；

氣體源，所述氣體源流體連接到所述通道；和

變窄區域，所述變窄區域被限定在所述通道內。

技術方案2.根據技術方案1所述的設備，其特征在于，所述變窄區域包括入口和出口。

技術方案3.根據技術方案2所述的設備，其特征在于，所述變窄區域包括定位在所述變窄區域的入口和出口之間的頸部。

技術方案4.根據技術方案3所述的設備，其特征在于，發動機加熱流體源是具有排放端部的噴嘴。

技術方案5.根據技術方案4所述的設備，其特征在于，所述噴嘴被構造成向加熱流體施加旋轉流。

技術方案6.根據技術方案5所述的設備，其特征在于，所述噴嘴包括以螺旋形式卷曲的多個流通道。

技術方案7.根據技術方案6所述的設備，其特征在于，所述噴嘴包括六個流通道。

技術方案8.根據技術方案3所述的設備，其特征在于，所述噴嘴的排放端部定位在所述變窄區域的出口的上游。

技術方案9.根據技術方案3所述的設備，其特征在于，所述噴嘴的排放端部定位在所述變窄區域的頸部的上游。

技術方案10.一種飛行器發動機機艙，所述飛行器發動機機艙被構造成提供改進的通過所述機艙的壁的來自所述機艙內的氣體的傳熱，所述機艙包括：

由所述壁限定的D形管；

加熱流體源，所述加熱流體源流體連接到所述D形管；和

狹窄區域，所述狹窄區域被限定在所述D形管內。

技術方案11.根據技術方案10所述的機艙，其特征在于，所述變窄區域包括入口和出口。

技術方案12.根據技術方案11所述的機艙，其特征在于，所述變窄區域包括被限定在所述變窄區域的入口和出口之間的頸部。

技術方案13.根據技術方案12所述的機艙，其特征在于，用于發動機加熱流體的源是具有排放端部的噴嘴。