技术领域
[0001] 本
发明落入航空学设备的领域内。更具体地，本发明涉及
除冰装置。在此情况下，本发明具体涉及为螺旋桨叶片除冰的问题。
背景技术
[0002] 在飞行的各种阶段中，特别是在地面上、
起飞、爬升或着陆时，
飞行器通常受到结冰大气条件(冷表面+环境湿度)的影响，这导致飞行器的各种零件上产生冰沉积。这些冰沉积更改了飞行器的空
气动力学性能，增加了飞行器的
质量，减小了飞行器的可操控性。
[0003] 数十年来已经开发并且各专家已知各种(防止在飞行器的表面上形成冰的)防结冰装置和(一旦已经形成冰则分离冰
块的)除冰装置。例如，对于机翼前缘，它们使用加热
电阻器，加热
电阻器使冰融化并且碎裂成块，再由气流去除。通过相同的方式，间歇地使用可膨胀膜以便在形成冰的同时使冰碎裂。
[0004] 很明显，在螺旋桨驱动的飞机的情况下，对螺旋桨叶片产生通过防结冰或除冰而对抗结冰的类似问题。
[0005] 此外，当冰块从这些螺旋桨
破碎离开时，它们随后拥有相当大的
动能，并且可能损害飞行器的其他部分，例如
机身，其仅具有有限的冲击阻力。
[0006] 在此情况下，一般使用加热电阻器，这通过使用安装在螺旋桨轴内的发
电机，并且向穿过此轴朝向各种叶片的
电缆传递
电流。最常见的，除冰是循环的以减小所使用的电功率的量。
[0007] 通常在此情况下使用旋转
接触装置，其通过使用导电刷保证彼此相对运动的两个零件之间的电功率传递，导电刷固定至旋转零件的在例如环形的轨道上滑动的固定零件。
[0008] 相反，在包括两个反向旋转的螺旋桨的已知总名称为“螺旋桨风扇”的推进单元，而两个反向旋转的螺旋桨具有通过本身由
涡轮机驱动的差速变速箱驱动的开敞式
转子(非整流罩密封的)的情况下，螺旋桨绕此涡轮
机芯部以环形方式设置，而实际上此设置妨碍了使用前文提到的装置。
[0009] 这些旋转接触系统的主要缺点之一关联于刷相对于运动轨道的速度，此速度无疑取决于环形轨道的直径以及此零件的旋转速度。
[0010] 对于所有这些旋转接触系统的这样的结果是刷的快速磨损，导致降低的性能以及对频繁且高成本维护的要求。对于这些刷的润滑的缺失(由于复杂性)还导致显著减小此寿命。
[0011] 在螺旋桨风扇的前螺旋桨的情况下，
涡轮机的芯部的直径导致运动零件相对于静止零件的相对速度为400m/s的级别，由于这超过了市场上可用的装置的规格，故而这使得使用刷和运动轨道的系统在实践中不可用。
[0012] 基于两个螺旋桨的反向旋转特性的螺旋桨风扇的情况下，此情形进一步恶化，这在必须安装具有刷和导电轨道的装置的
位置，导致它们之间800米/秒的相对速度。
[0013] 因此，本发明的目标是提出一种用于对螺旋桨风扇式推进单元的叶片除冰/防结冰并避免上文提到的
缺陷的装置。
发明内容
[0014] 为此，本发明设想用于螺旋桨风扇式飞行器推进单元叶片的除冰装置，其中所述推进单元包括涡轮机，涡轮机通过可能包括减速器或者变速箱的
传动系统旋转驱动至少一个转子，转子由多个叶片组成，多个叶片绕随这些叶片运动的环形冠状部设置，环形冠状部的外壁形成推进单元的部分外罩部，所述外罩部承受推进单元外部的大气条件，所述涡轮机产生通过环形脉状管离开的热气体流，环形脉状管与运动的环形冠状部同轴，并且其表面部分地由所述运动的环形冠状部的内壁限定，
[0015] 除冰装置包括：
[0016] 从热脉状管获取
热能的装置，该装置在运动的环形部件内；
[0018] 将热能分配至所述叶片的表面的至少一部分上的装置。
[0019] 根据可以联合使用的各种装置：
[0020] 获取热能的装置包括环形热脉状管处的至少一个热空气抽吸点。
[0021] 向转子叶片传递热能的装置设计为考虑当其设定改变时叶片绕其纵向轴线的旋转。
[0022] 分配热能的装置包括热空气分配管道，热空气分配管道供给设置在叶片表面的至少一部分上的一系列热空气喷射器。
[0023] 根据此最后的装置，为了将冰切割为预定最大尺寸的碎块，至少部分热空气喷射器沿着前缘设置，以及在叶片的每一侧上沿着一组区段设置，该一组区段在叶片的部分宽度上从前缘优选地平行延伸，并且以预定距离彼此分开设置。
[0024] 在此情况下，优选地，每个区段均大致垂直于叶片前缘的局部切线。
[0025] 仍在此情况下，在每个区段上和叶片的前缘上，喷射器以规则间隔设置在叶片的前部的表面内。
[0026] 根据此有利的实施方式，装置还包括至少一个冷空气收集点以获得与预定范围相符的
温度。
[0027] 为考虑在热空气脉状管内循环的气体的性质，该装置可以有利地包括位于热空气收集点的上游的杂质
过滤器。
[0028] 本发明还设想了推进单元转子除冰装置，该装置对于每个叶片均包括如上文描述的除冰装置。
[0029] 根据另一方面，本发明设想包括例如所描述的至少一个装置的飞行器。
附图说明
[0030] 下文仅作为本发明实施方式的示例给出的描述是参照包括在附件中的图进行的，图中：
[0031] 图1示出了可以应用本发明的螺旋桨风扇式推进单元；
[0032] 图2在非常示意性的横截面图中图示了这种推进单元；
[0033] 图3是组成根据本发明的装置的主元件的示意图；
[0034] 图4示意性地图示了转子叶片的节段；
[0035] 图5图示了根据本发明的除冰装置的
变形。
具体实施方式
[0036] 本发明预定为用于例如如图1中示出的被称作“螺旋桨风扇”式的飞机推进单元1。这种推进单元设想为用于未来的飞行器。在此处图示的实施的示例中，两个螺旋桨风扇推进单元1借助于
发动机推进单元外挂架附连在飞行器机身2后部的两侧上。
[0037] 此处，每个螺旋桨风扇推进单元1均包括两个反向旋转的转子3a、3b，每个转子3a、3b均包括等距离的并设置在推进单元1后部的一组叶片4a、4b。每个转子3a、3b的叶片4a、4b从随此转子运动的环形冠状部5a、5b伸出，环形冠状部5a、5b的外表面设置成与推进单元的外罩部6连续。
[0038] 如图2中示意性地示出的，螺旋桨风扇推进单元1包括供给涡轮机8的进气口7。此涡轮机8包括当涡轮机运行时旋转驱动的轴向部。进而，此轴通过图2中未示出的机械传动装置驱动两个反向旋转的转子3a、3b的叶片4a、4b的轴9a、9b。
[0039] 操作时由涡轮机8产生的热气体通过环形热脉状管10排出，该环形热脉状管10具有设置在两个转子3a、3b后部处的出口。
[0040] 螺旋桨风扇的实现细节及其部件——转子、涡轮机、传动装置——以及其尺寸、材料等超出本发明的范围。因此，此处描述的元件仅用于提供信息，从而通过实施的非限制性示例中的一个便利本发明的理解。
[0041] 正如从上文描述中显而易见的，在飞行器飞行过程中，温度为在地面附近的+15℃与高空的-50℃之间的外部空气大致沿着与飞行器的移动的纵向轴线X相反的方向沿着螺旋桨的环形冠状部5a、5b循环。
[0042] 同时，在热脉状管10内循环的气体在通常在600℃与800℃之间的范围内变动的温度。
[0043] 根据本发明的除冰装置利用热空气脉状管10内的此温度以加热转子叶片表面的至少一部分，但主要通过足够低不损坏飞行器的动能将任何冰
沉积物切割为段。
[0044] 实际上，推进单元产生通过环形热空气脉状管10排出的至少200W的热功率。此热空气脉状管10中的相对压力在0.5bar至1bar的级别。
[0045] 根据本发明的用于转子叶片的除冰装置(图3)在此处描述为用于所考虑的推进单元的前部转子3a。相同的装置设想为用于机尾转子3b。
[0046] 对于转子3a的一个或多个叶片4a，该装置首先包括在环形热脉状管10处的热空气收集点11。每个转子至少一个。在此处描述的示例中，此热空气收集点11稍位于叶片4a的上游。
[0047] 对于本
说明书的剩余部分，应当指出，每个叶片4a均联接至大致类似的除冰装置。
[0048] 因此，这些空气收集点11在环形冠状部5a的内表面上以规则
角度方式设置(对于包括12个叶片的转子，每30°)。它们对于专家已知，并且还依据放置在所联接的叶片上的喷射器的数量和直径，具有例如10mm的直径以便供给约0.05kg/s的最大流量。
[0049] 在空气收集点11处收集的空气借助于管道12向叶片4a的轴9a引导。此管道12优选为在其长度的至少一部分上是柔软的，以便能够在其设定改变时适应于绕轴9a的叶片4a的角运动。例如，此管道12可以(至少部分)由耐高温金属管制成。替代性地，可行时，管道可以在叶片的轴的旋转中心处插入，并且具有允许叶片间距位移上的旋转的联结。
[0050] 管道12在叶片4a的轴9a内由通道13相随，该通道13优选地包覆为绝热，终结于叶片的前缘14a的底部。
[0051] 如图4中可见，在此限制性示例中，叶片4a包括芯部15a、前部16a和
后缘17a，芯部15a由热塑性或者热硬化性
树脂复合材料制成，向前零件16a由金属
合金(例如
钛合金)制成，而后缘17a也以金属部件的形式制成。
[0052] 通道13由分配管道18加长，该分配管道18安装在叶片4a的前部16a内，并且大致与所述叶片前缘14a的形状相匹配。
[0053] 此分配管道18供给一组热空气喷射器(图中未详细示出)，该热空气喷射器沿着前缘14a设置，并且在叶片4a的任意一侧上，沿着一组区段19，该一组区段19优选地以5至10厘米相互平行等距，每个区段均从前缘延伸，为5至15厘米长，但如果叶片是由复合材料制成，由于叶片4a的芯部15a内的复合材料所
支撑的有限的温度，故而在任何情况下均不超过叶片的前部16a的宽度。
[0054] 在此示例中，每个区段19均大致垂直于叶片前缘14a的局部切线。
[0055] 每个区段19上以及前缘14a上，均以例如两厘米的规则间隔在叶片前部16a的表面内设置喷射器。这些喷射器中的每一个均具有1或2毫米的直径。
[0056] 推进单元1启动时，热空气脉状管10立即充满了相对压力为0.5至1bar、温度约为600℃的热空气(事实上是空气和燃烧后的气体)。
[0057] 此时，由收集点11为每个叶片4a收集的空气在管12、13、18内循环，沿着前缘和区段19的管路供给喷射器，使得不可能在局部形成冰。这样，这即为局部防结冰功能。
[0058] 在飞机飞行过程中，由喷射器喷射的空气形成依循叶片上的局部限制层的热空气膜。
[0059] 该装置或者可以无论大气条件和当前的飞行阶段如何均保持永久操作，或者也可以为其装配允许停止收集空气从而允许飞行员控制系统操作的
阀系统。
[0060] 在结冰条件的情况下，可能存在的冰无法形成在前缘14a和区段19上。因此，冰只可能形成在通常5至10厘米的由区段19之间的距离限定的有限的表面上。而且还减小了可能在叶片表面上蓄积的冰的质量。
[0061] 此外，如此分隔的冰块倾向于受到气流和叶片4a的运动所施加的
离心力的作用而被自动地推开。它们有限的尺寸减小了它们的动能，以及在脱离之后它们撞击飞机机身的情况下由这些块产生的损坏的风险。
[0062] 从说明书中显而易见，根据本发明的除冰装置去除了通常由诸如在本技术领域的之前状态中使用的需要快速旋转接触的电装置引起的问题。这使得叶片除冰机构的维护更为容易。
[0063] 本装置借助于利用穿过转子的环形冠状部5a下方的推进单元产生的热来利用本来损失的
能量源。
[0064] 与热空气脉状管10中循环的空气的体积相比，每个推进群组0.05kg/s级别的为叶片4a除冰所需的流量是非常小的。
[0065] 本发明的范围不局限于上文作为示例而考虑的实施方式的细节，反之延伸至专家所能达到的
修改。
[0066] 在图5中图示的一个实现变型中，该装置还对于每个叶片4a包括环形冠状部5a的外表面处的冷空气收集点20。随后，借助于管21将空气向本身类型已知的喷射
泵22引导，其中来自高压(6至8bar)热空气收集点11的热空气流使冷空气从冷空气收集点20被吸入。
[0067] 通过此方式，根据收集点和喷射泵装置的尺寸，有可能保证已知的热空气和冷空气体积的混合，从而用不超过最大
水平例如200℃的空气为叶片除冰，该最大水平对于组成叶片的材料，特别是这些叶片由复合材料制成时是可接受的。
[0068] 在此变型中，冷空气收集点20也可以通过在管12上的分路除冰，从而总是使冷空气进气保持可操作。
[0069] 优选地，在此变型中，由喷射泵22混合的热空气和冷空气体积由
流量限制器单元调节，该流量限制器单元由
电子控制单元依据在热空气脉状管中、在外部空气中、以及在分配管道18内循环的空气中测量到的
温度控制。
[0070] 替代性地，此温度调节可以借助于使用混合空气流中的热-机械系统而在没有控制单元的情况下进行，该热-机械系统依据温度的变形允许调节空气进气。此装置消除了对于转子内的电功率源的需要。
[0071] 本说明书已经考虑每个叶片均装配有相同而分离开的除冰装置。很清楚，还有可能选择较小数量的热空气(以及可能的冷空气)收集点供给所有叶片(潜在地通过一个或多个喷射泵)进行除冰的装置。
[0072] 当然可以设想热空气喷射器管路的布局的许多变型：例如在前缘的任意一侧上使用热空气喷射器的两条管路，而非在前缘本身上使用单个管路，或者修改区段19相对于前缘14a管路的形状或定向。
[0073] 很清楚，叶片底部的区域是最需要避免冰的形成的区域，因为此区域的冰块由于其从叶片脱离时的弹弓效应而获得最大的动能。此时可以设想使区段19在叶片底部的此区域中更为靠近，或者增加直径继而增加从位于这些区段上的喷射器出来的热空气流量。
[0074] 通过相同的方式，为了避免减小向叶片端部的流量的
载荷损失，该装置可以包括多个平行分配管道18，管道18来自通道13的端部，每个均供给一系列喷射器区段。
[0075] 在另一变型中，为了考虑来自热空气脉状管10上的收集点11的空气杂质含量(燃烧副产品，未燃
燃料等)，该装置包括管道12上的已知类型的过滤器。
