用于传热改进的具有凹痕的机舱内表面 |
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申请号 | CN201710300534.X | 申请日 | 2017-05-02 | 公开(公告)号 | CN107448298A | 公开(公告)日 | 2017-12-08 |
申请人 | 通用电气公司; | 发明人 | P.蒂沃里; | ||||
摘要 | 本 发明 提供一种用于改进通过 飞行器 发动机 前导部的 传热 的设备。该设备包括壁,该壁由前导部限定。表面由壁限定并且该表面限定了通过飞行器发动机前导部的通道。 流体 源流体连接到通道。凹坑被限定在通道的表面中,使得排气能够流过凹坑。 | ||||||
权利要求 | 1.一种用于改进通过飞行器发动机的前导部的传热的设备,所述设备包括: |
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说明书全文 | 用于传热改进的具有凹痕的机舱内表面技术领域背景技术[0002] 不期望冰堆积或累积在飞行器发动机上。为了减少积冰,已知将来自发动机的一个部件的热流体引导至发动机的其它部件上。这些方法的一个问题在于难以将热能均匀地分配在待加热部件上。因此,积冰发生在未被充分加热的部件的一部分上或者需要来自发动机的另一个部件的附加流体流来提供所需的热负载。这种流体流的增加降低了发动机的效率。因此,需要能够更高效地使用流体流以加热飞行器部件的设备。 发明内容[0003] 该需要由被构造成增加部件内的传热系数的待加热部件内的结构来得到解决。根据本发明的一个方面,提供一种用于改善通过飞行器发动机的前导部(leading portion)的传热的设备。该设备包括壁,该壁由前导部限定。表面由壁限定并且该表面限定了通过飞行器发动机前导部的通道。加热流体源流体连接到通道。凹坑被限定在通道中的表面中。 [0004] 根据本发明的另一个方面,提供一种用于加热飞行器发动机机舱的方法。该方法包括以下步骤:将流体引入飞行器发动机机舱中;使流体流过由飞行器发动机机舱限定的凹坑;和在流体流过凹坑时增加流体的湍流。 [0005] 技术方案1:一种用于改进通过飞行器发动机的前导部的传热的设备,所述设备包括: [0006] 壁,所述壁由所述前导部限定; [0007] 表面,所述表面由所述壁限定; [0008] 通道,所述通道由所述表面限定; [0009] 流体源,所述流体源流体连接到所述通道;和凹坑,所述凹坑由所述表面限定。 [0010] 技术方案2:根据技术方案1所述的设备,还包括多个凹坑。 [0011] 技术方案3:根据技术方案2所述的设备,其中所述凹坑中的每一个都被构造成使湍流穿过流体流。 [0012] 技术方案4:根据技术方案3所述的设备,其中所述凹坑中的每一个都被构造成限定湍流阴影。 [0013] 技术方案5:根据技术方案4所述的设备,其中所述多个凹坑被布置成使得来自至少两个不同的凹坑的湍流阴影相交以限定相交区域。 [0014] 技术方案6:根据技术方案5所述的设备,其中所述多个凹坑限定多个几何形状。 [0015] 技术方案7:根据技术方案6所述的设备,其中,所述多个凹坑中的至少一些成半球形。 [0016] 技术方案8:根据技术方案7所述的设备,其中,所有的所述多个凹坑都成半球形。 [0017] 技术方案9:一种飞行器发动机机舱,所述飞行器发动机机舱被构造成提供改进的通过所述机舱的壁的来自所述机舱内的流体的传热,所述机舱包括: [0018] D形管,所述D形管由所述壁限定; [0019] 排气源,所述排气源流体连接到所述D形管;和 [0020] 多个凹坑,所述多个凹坑被限定在所述D形管的表面上。 [0021] 技术方案10:根据技术方案9所述的飞行器发动机机舱,其中,所述凹坑中的每一个都被构造成使湍流穿过排气。 [0022] 技术方案11:根据技术方案10所述的飞行器发动机机舱,其中,所述凹坑中的每一个都被构造成限定湍流阴影。 [0023] 技术方案12:根据技术方案11所述的飞行器发动机机舱,其中,所述多个凹坑被布置成使得来自至少两个不同凹坑的湍流阴影相交以限定相交区域。 [0024] 技术方案13:根据技术方案12所述的飞行器发动机机舱,其中所述多个凹坑限定了多种几何形状。 [0025] 技术方案14:根据技术方案13所述的飞行器发动机机舱,其中所述多个凹坑中的至少一些成半球形。 [0026] 技术方案15:根据技术方案14所述的飞行器发动机机舱,其特征在于,所有的所述多个凹坑都成半球形。 [0027] 技术方案16:一种用于加热飞行器发动机机舱的方法,所述方法包括以下步骤: [0028] 将流体引入所述飞行器发动机机舱中; [0029] 使流体流过由所述飞行器发动机机舱限定的凹坑;和 [0030] 在流体流过所述凹坑时增加流体的湍流。 [0031] 技术方案17:根据技术方案16所述的方法还包括以下步骤:产生湍流阴影。 [0033] 通过结合附图参照以下描述可以更好地理解本发明,在附图中: [0034] 图1示出了飞行器发动机的局部剖视图,该飞行器发动机具有限定了D形管的机舱; [0035] 图2示出了图1中所示的发动机内部的圆形视图,其中示出限定了D形管的内壁表面; [0036] 图3示出了限定了D形管的内壁表面的部段; [0037] 图4示出了其中形成有凹痕的D形管的剖视图; [0038] 图5示出了其上限定有凹痕的D形管壁内部表面的剖面;和 具体实施方式[0040] 参照附图,其中相同的附图标记在所有多个附图中指示相同的元件,图1示出了机舱10的局部剖视图,该机舱限定了发动机11的前导部。机舱10具有被限定于其中的D形管30,该D形管被构造成具有多个凹痕(dimples)42,如图2中所示。凹痕42被构造成增加D形管 30内的流体湍流从而改善从流体进入并且通过机舱10的传热。 [0042] D形管30是由围绕发动机11的轴线A定位的壁16的内表面22限定的环形室。如图所示,D形管30具有D形横截面。如图2中所示,定向流喷嘴34延伸到D形管30中。通过所列的非限定性方式,定向流喷嘴34通过管道24流体连接到来自发动机11(例如,压缩机14)的加热流体源,加热流体能够是以下中的一种:气体、空气、液体、及其组合。阀25定位在发动机11和定向流喷嘴34之间的管道24中。阀25被构造成控制流体通过管道24到达定向流喷嘴34。 [0043] 现在参照图6,喷嘴34被构造成当加热流体、或者排气(bleed air)在喷嘴34内侧流动时传递旋转流。在一个实施例中,喷嘴34容纳以螺旋形式卷曲的多个流体流通道38。在优选实施例中,使用四个至六个流体流通道38,然而,在其它实施例中,通道的数量可以更多或更少。此外,可以使用其它的装置来引起旋转,其中包括但不限于内部叶片或喷嘴。当热流体在喷嘴34内侧流动时,流体流通道38向气体传递旋转运动并且随后将其喷射到排放端部35之外进入D形管30中。应当认识到,将热流体流喷射到壳体空气中将使夹带的空气团(entrained mass of air)沿旋流旋转方向在D形管30内旋转。合适的排气装置(例如形成在鼻唇形D形管30的外侧位置的尺寸合适的孔)允许溢出D形管30的这种夹带空气的部分等于被喷射到D形管30中的热流体的质量流率(mass flow rate),以保持流平衡。 [0044] 应当领会,机舱10和D形管30能够具有圆形以外的其它形状,例如但不限于椭圆形。还应当,D形管30的横截面能够与机舱10的横截面类似,但也能够有所不同。 [0045] 如能够在图2中看到的,从定向流喷嘴34引入的排气围绕D形管30被引导。定向流喷嘴34包括排放端部35。在图示实施例中,排气以限定从排放端部35延伸的旋流区域36的旋流方式被引入。应当领会,被引入D形管30中的排气能够展示出旋流之外的其它流动方式。这样的其它流动方式能够由定向流喷嘴34的尺寸来限定。 [0046] 如图2和图3中所示,多个凹痕42由壁16的内表面22和底板32限定。凹痕42是朝向壁16的外表面23从内表面22延伸到壁16中并且延伸到底板32中的凹坑。当在平面图中观察时,如图2、图3、和图5中所示的凹痕42中的每一个都具有大致圆形轮廓。凹痕42通常是半球形凹坑。凹痕42的几何形状可以是半球形以外的其它一些形状。还应当领会,多个凹痕42内的各个凹痕42的几何形状可以不同。 [0047] 现在参照图4和图5,当来自定向流喷嘴34的流动排气冲击凹痕42中的一个时,湍流被引入气流中。当进入凹痕42中的一个时,排气可以具有如图4所示的路径P1。据信,当离开凹痕42路径P1的气流通过气流与凹痕42形状的相互作用而被转化成假设路径P2。路径P2弯曲,以指示通过凹痕42被引入排气中的湍流。 [0048] 据信,排气与凹痕42的相互作用使多个漩涡(vortices)脱离凹痕42延伸流出。多个漩涡限定了扩展的湍流阴影(turbulent shadow)44,如图5中所示。当一个或多个湍流阴影44相交时,其限定相交区域48。据信,相交区域48内的湍流相对于湍流阴影44之一中的湍流量进一步增加。 [0049] 通过对机舱10的操作进行描述能够更好地对其理解。排气通过定向流喷嘴34被引入D形管30中。被引入的排气限定了流动路径。至少一部分流动路径与多个凹痕42相交。凹痕42中的每一个都与流动路径相交,以引入更多的湍流。湍流的增加使得从D形管30内的排气通过壁16到达机舱30的内部唇缘12和外部唇缘18的传热系数的增大。 [0050] 本发明具有优于现有技术的优点。上文所述的凹痕被构造成增大从机舱的D形管内通过机舱壁的热量传递。在机舱的外表面上产生的改善的热能分布提高了保持机舱内部唇缘无冰的效力,同时减轻了外部唇缘区域上的热点。因此,机舱内部唇缘得以保持无冰而较少使用昂贵的排气流。因此,本发明的凹痕改进了发动机的总体效率,使其在市场上更具竞争力。 [0051] 上文已描述了一种设备,该设备被构造成提供改进的飞行器发动机的机舱D形管内的传热系数并且本文中(其中包括任何所附权利要求书、摘要和附图)所描述的本发明的所有特征、以及/或者因此而公开的任何方法或过程的所有步骤都可以以任何方式组合,这样的特征和/或步骤中的至少一些互相排斥的组合除外。 [0052] 本说明书(其中包括任何所附权利要求书、摘要和附图)中所公开的每一个特征都可以通过用于相同、等同或类似目的的备选特征代替,除非另有明确说明。因此,除非另有清楚描述,否则所公开的每一个特征都只是等同或类似特征的一般系列的例子。 [0053] 本发明不限于上述实施例(多个实施例)的细节。本发明扩展到本说明书(其中包括任何伴随的潜在创新点、摘要和附图)中所公开的特征的任何创新、或者任何创新组合、或者因此而公开的任何方法或过程的步骤的任何创新、或任何创新组合。 |