技术领域
[0001] 本
说明书涉及直升机发动机的进气口，该进气口设置有防结
冰格栅，该防结冰栅格在结冰的情况下提供大量的旁通流。
背景技术
[0002] 在结冰条件下操作时，为了防止在进气口和在发动机的进气通道内形成冰的
风险，本进气口设置有完全
覆盖通向发动机的进气口的防结冰格栅。这特别地适用于如图5A所示的
涡轮梅坎(Turbomeca)TM 333发动机。该格栅确保了结冰，如果有的话，在格栅92的外部表面92a上形成，而不是在进气口本身或在进气通道内形成。然后当结冰时，设置格栅92的内部部分92b以允许旁通空气在格栅92的外表面92a周围流动。
[0003] 然而，在今天的发动机中，其上安装有防结冰格栅92的进气口唇部90通常由固体材料加工，如在TM-333发动机内进气口唇部90，或者它们由
复合材料制成，因此也特别地笨重；由于在进气口周围缺乏空间，然后发现了当格栅92的外表面92a已经结冰时仍保持可用的旁通扇区Sc'很小，其限制了在结冰情况下空气的流速。
[0004] 此外，无论由固体材料加工的模型还是由复合材料制成的模型都存在组装的困难性。特别地，对于用复合材料的情况，格栅的边缘被粘合地接合到扇区部件，该扇区部件反过来被粘合地接合到复合唇部：除了这种组装操作的复杂性，目前很难对复合材料使用
粘合剂。
[0005] 因此存在对一种直升机发动机进气口的真正需求，其在结冰情况下提供了相当大量的旁通流，并避免了上述
现有技术进气口的固有缺点。
发明内容
[0006] 本说明书涉及直升机
燃气涡轮发动机的进气口，其具有
压缩机和用于为压缩机进给空气的通道，该通道在其上游端经由所述进气口打开，进气口包括进气口唇部，以及被安装在进气口唇部外端上的防结冰格栅，该格栅插入在渗透到进气口内的气流中，以及其中，至少一个进气口唇部由薄金属板形成。
[0007] 通过使用用于制作所述进气口唇部的薄金属板，进气口唇部被制成非常小的厚度，使得对于给定可用的外部空间，其中留下可用的大量自由体积，以在防结冰格栅内提供大的旁通扇区。因此，在格栅的外表面结冰的情况下，格栅的一部分仍然可用，其具有足够大的尺寸以能使旁通流，其中气流速率与正常操作条件相比仅降低一点。
[0008] 特别地，通过使用薄金属板，其呈现非常好的塑造或成形性能，可以使用复杂和紧凑的形状，由于这种金属板可特定地以非常小的
曲率半径使用。因此，在进气口唇部上组装格栅变得更加容易：特别地在格栅和唇部之间可以更接近，从而获得更大的紧
密度。薄金属板的使用也可以使用对于其它材料不可使用的某些紧固技术，如
焊接。
[0009] 此外，薄金属板提供了很小重量的优点，从而能够通过减少发动机的
燃料消耗来降低操作成本。在某些实施方式中，形成至少一个进气口唇部的所述薄金属板的厚度小于1.5毫米(mm)，并且优选地小于0.8毫米。
[0010] 在某些实施方式中，所述至少一个进气口唇部的外端向外弯曲成U形以及防结冰格栅的边缘接合在以这种方式限定的U形空间。由于金属板的成形性能，可以限定非常狭窄以及能很好地适于格栅边缘尺寸的U形空间。此外，由于这些成形性能，这种U形空间可以非常接近唇部本身形成，从而释放可有助于增加旁通扇区的大量横向空间。
[0011] 在某些实施方式中，防结冰格栅的边缘密切地装配到由进气口唇部限定的U形空间的壁。这可以特别地在该U形空间内卷曲栅格的边缘，或通过
冲压将这些部件组装在一起。
[0012] 在某些实施方式中，防结冰格栅的边缘设置有被紧固到所述至少一个进气口唇部的
紧固件凸
耳。由通过金属板的成形性能能够提供的紧密度和接近本身提供的该组装解决方案，具有简单性和可靠性的优点。这种紧固件凸耳可以可选的规则间隔被提供在沿进气口唇部上。
[0013] 在某些实施方式中，防结冰格栅的边缘设置有被紧固到所述至少一个进气口唇部的连续紧固件珠。该组装解决方案使得沿唇部
片段或沿整个唇部提供紧固。
[0014] 在某些实施方式中，防结冰格栅的边缘通过焊接被紧固到所述至少一个进气口唇部。该紧固是可靠和耐用的。
[0015] 在其他实施方式中，防结冰格栅的边缘通过钎焊、通过粘合剂斑、通过卷边或通过
铆钉被紧固到所述至少一个进气口唇部。
[0016] 在某些实施方式中，所述防结冰格栅到所述至少一个进气口唇部的紧固缺乏粘合剂接合。从而避免了使用粘合技术的困难。
[0017] 在某些实施方式中，格栅边缘是独立于防结冰格栅主体的部件，格栅边缘被紧固到格栅主体。该解决方案很容易适配紧固件界面，该界面被专
门设计用于提供结合和用于被紧固到防结冰格栅上的进气口唇部，防结冰格栅本身被成形仅用于避免结冰并提供较大旁通扇区的目的。特别地，边缘的材料可以不同于格栅主体的材料：例如，边缘可由塑料材料制成，而格栅主体由金属制成。
[0018] 在某些实施方式中，格栅的边缘通过钎焊被紧固到防结冰格栅的主体。
[0019] 在某些实施方式中，进气口唇部被制成为在超过90°的
角扇区上的单件，优选地等于180°。
[0020] 在某些实施方式中，两个进气口唇部由薄金属板制成。
[0021] 在某些实施方式中，进气口是径向类型。
[0022] 在其它实施方式中，进气口是轴向类型。
[0023] 本发明还提供了一种具有根据任一上述实施方式的进气口的直升机燃气涡轮发动机。
[0024] 在阅读对所提出进气口的实施方式的以下详细描述后，上述特征和优点，以及其它显而易见。参考
附图进行了该详细描述。
附图说明
[0025] 附图是图解性的并且首先用于说明本发明的原理。
[0026] 在图中，在图与图之间，使用相同的附图标记标记相同的元件(或元件的部分)。
[0027] 图1是直升机发动机的图解总体视图。
[0028] 图2是本发明的进气口的局部剖视图。
[0029] 图3是图2进气口的局部透视图。
[0030] 图4是以较大比例示出图2进气口并示出防结冰格栅如何被紧固到进气口唇部的图解视图。
[0031] 图5A是现有技术进气口的视图。
[0032] 图5B是图解地示出了与现有技术的进气口相比，本发明的进气口可获得的旁通扇区增加的略图。
具体实施方式
[0033] 为了使本发明更具体，以下参考附图详细描述了本发明的示例进气口。应该理解的是，本发明并不局限于该示例。
[0034] 图1是示出直升机燃气涡轮发动机的图表，具有经由环形进气通道12接收外部空气的压缩机级10(如离心压缩机)。在其上游端，通道12经由由发动机的金属
外壳14限定的环形外开口12a打开。外壳14还限定了通道12的壁。环形
燃烧室16，如逆流式燃烧室，设置有喷射器(未示出)，该喷射器提供燃料以及来自压缩机10的初级空气流。来自腔室16的燃烧气体进入一个驱动压缩机10并通过轴20连接到其上的涡轮18，并进入由轴23连接到传动装置的
动力涡轮22(如具有单级)，该传动装置传递机械动力到出口轴24、同轴的轴20和23。
[0035] 如图2所示，两个唇部30和32(未在图1中示出)限定了通道12的进气口34。唇部30和32由两个相应薄环形金属板形成，这两个薄环形金属板在内端在开口12a的两侧以及沿该两侧连接到通道12的上游端。在该示例中，形成唇部30和32的金属板由可焊接金属制成，如不锈
钢，以及它们具有约0.6毫米的厚度。在它们的相对两端或外端，唇部30和32分别具有以U形向外弯曲的边缘30a和32a以形成U形空间70。在它们的内端，唇部30和32具有向后折叠基本90°的凸耳或套环30b和32b，以使它们能被紧固到外壳14。
[0036] 如由边缘30a和32a所限定的进气口34的端部34a由可成形的和坚固的金属(如
不锈钢)形成的防结冰格栅36覆盖，该防结冰格栅具有朝唇部30和32弯曲的边缘，使得这些边缘的端部接合在边缘30a和32a的U形空间70内。格栅36的目的是避免在进气口34和进气通道12内侧形成的冰，冰可以形成在格栅36的外部表面36a上。然后提供环形旁通通道38以为该通道12进给足够空气，尽管栅格36的外部表面36a结冰。通道38在一侧上由环形壁角度引导件39或稳压室所限定，该引导件39或稳压室设置有加强肋39a并被固定到外壳14。壁39面向进气口的一个唇部(如唇部32)被
定位，其限定了通道38的另一侧。也在另一唇部30旁边提供了类似的第二旁通通道40(然而为了避免附图过度拥挤，未示出其稳压室)。防结冰格栅36的弯曲边缘在进气口34两侧上限定了内旁通表面36b，该内旁通表面面向外壳14，从而打开进入旁通通道38或40，从而当格栅36的外表面36a结冰时，能使旁通气流进入。在唇部30、32以及防结冰格栅36之间横向限定的旁通扇区Sc确定了该旁通气流的最大流速。
[0037] 在图3中可以看出的是，每个唇部30、32都可在较大角度扇区上整体地制成，通常占据超过90°。在该实施方式中，进气口34具有每个占据180°的两个上游唇部30，所述唇部彼此
接触以形成超过360°的进气口34；以类似方式，进气口34同样具有每个延伸超过180°的两个下游唇部32。顺便提及，应该观察的是，在该实施方式中的唇部30、32在它们的边缘30a、32a以及它们的凸耳或套环30b、32b之间具有基本矩形截面的外形。然而，在其它实施方式中，该外形可被弯曲用于唇部30、32中的一个和/或另一个。
[0038] 图3和图4更容易地观察格栅36如何被组装在唇部30、32上。可以看到的是，格栅36的横向端部边缘50朝每个唇部30、32的U形空间70弯曲；边缘60沿这些边缘50的每个安装以用作格栅36和唇部30、32之间的连接界面。
[0039] 该边缘60是以由与唇部30或32相同的金属制成的槽形扇区部件的形式，其在格栅36的边缘50周围周向地延伸并因此形成凹槽61，在该凹槽中接收有格栅36的横向端部边缘
50：它通过钎焊62被紧固到其上。
[0040] 边缘60也具有规则间隔的紧固件凸耳63，紧固件凸耳63按照凹槽61的内边缘朝外壳14径向地延伸。这样，当格栅36的边缘50被紧固在边缘60的凹槽61内以及边缘60被接收在唇部30、32的U形空间70内，紧固件凸耳63沿唇部30、32的外壁延伸。紧固件凸耳63然后通过
点焊64被紧固在唇部30、32的壁上。紧固件凸耳63具有足够长度以沿唇部30、32下降到低于防结冰格栅36的内旁通表面36b
水平的水平，从而当在唇部30、32上组装格栅36时允许工具通过。
[0041] 通过使用薄金属板，唇部30、32本身非常紧凑并且格栅36可以非常紧凑的方式组装在唇部30、32上。对于给定的总体尺寸，因此可以提供较大旁通扇区Sc。
[0042] 图5B是示出了与现有技术的传统进气口相比这种进气口可能产生的增加的图表。在该图中，以连续线图解地描绘了本发明的进气口，而以虚线描绘现有技术的进气口。
[0043] 在现有技术的进气口中，以固体材料加工或由复合材料制成的唇部90更厚。此外，该材料很难成形，使得由唇部90的边缘(其中接收有格栅的横向端部边缘93)形成的U形空间91具有很大的
曲率半径R'，通常为约5毫米到约10毫米的范围内。因此，在现有技术的进气口内，在唇部90和格栅92之间的旁通扇区Sc'更小。
[0044] 相反，在本发明的进气口，由于金属板的良好成形性能，唇部30、32更精细并形成具有较小曲率半径R的U形形状70：因此可以获得约2毫米或更小的曲率半径R。在这种情况下，格栅36的横向端部边缘50可更接近唇部30、32的壁被安装在唇部30、32上，即更靠近进气口的中平面。因此，在本发明的进气口中，唇部30、32和格栅36之间的旁通扇区Sc大于现有技术的进气口。
[0045] 本发明所描述的实施方式以非限制性描述示出，并且根据该描述本领域技术人员可以很容易地
修改这些实施方式或可以想象仍保持在本发明的范围内其它的实施方式。
[0046] 特别地，在以上的详细描述中，进气口唇部沿进气通道的环形开口12a在发动机的整个外围延伸：然而，当进气通道的外开口仅在发动机外围的一小部分上延伸时，本发明也是适用的。同样，当进气通道具有轴向而非径向的外部开口时，本发明也是适用的。此外，以上描述使用了直升机为示例，但本发明可自然地变换到具有进气口的任何其它燃气
涡轮机，该进气口具有旁通装置并设置有栅格。
[0047] 此外，这些实施方式的各种特点可以单独地使用或它们可彼此组合。当它们组合时，特征可以如上所述或以其它方式结合，本发明不限于在本说明书中描述的特定组合。特别地，除非相反地
指定，参考任一特定实施方式描述的特征可以类似方式应用到任何其它实施方式中。
