用于飞机中分层流体的分布的叶片组件
阅读说明：本技术 用于飞机中分层流体的分布的叶片组件 (Blade assembly for distribution of stratified fluids in an aircraft ) 是由 布鲁诺·弗莱彻 G·奥利维拉 乔恩·库里 约翰·比尔斯塔克 奥列克山大·瓦瑞柴夫 于 2019-07-30 设计创作，主要内容包括：本文教导一种用于飞机中分层流体的分布的叶片组件。叶片组件包括壳体,壳体包括壳体入口和壳体出口。壳体入口构造成接收分层流体,其中分层流体包括第一部分和第二部分。壳体出口构造成排出分层流体。壳体在壳体入口和壳体出口之间限定内部壳体容积。叶片组件还包括叶片,叶片设置在内部壳体容积内并将内部壳体容积一分为二。叶片包括邻近壳体入口的前缘和邻近壳体出口的后缘。后缘从前缘成角度地偏移。(A blade assembly for distribution of stratified fluid in an aircraft is taught herein. The blade assembly includes a housing including a housing inlet and a housing outlet. The housing inlet is configured to receive a stratified fluid, wherein the stratified fluid includes a first portion and a second portion. The housing outlet is configured to discharge the stratified fluid. The housing defines an internal housing volume between a housing inlet and a housing outlet. The blade assembly also includes a blade disposed within and bisecting the inner shell volume. The vane includes a leading edge adjacent the housing inlet and a trailing edge adjacent the housing outlet. The trailing edge is angularly offset from the leading edge.)
技术领域
本公开一般涉及运载工具，并且更具体地涉及飞机中分层流体的分布。
背景技术
飞机通常采用环境控制系统(ECS)来对飞机的客舱和/或热防冰系统加压，以提供加热空气用于防冰应用，如机翼防冰(WAI)系统。对这些系统的空气供应通常由从飞机发动机的压缩机和发动机旁路提取或提供的引气(bleed air)提供。为了满足各种飞机系统的压力和/或温度要求，通常从飞机发动机的高级或低级提取热引气，同时从飞机发动机旁路排出冷空气。
将低级和高级引气流混合至所需的设定温度，从而得到称为预冷器的热交换器；混合流处于高温。在预冷器处，热混合引气流被从发动机旁路管道消耗的风扇空气冷却。然后将已冷却的所得引气流从预冷器引导通过单个管道，用于分布到WAI系统和ECS。离开预冷器的引气流经常遭受大的温度分层(即，大的冷/热温度变化)，如果不进行管理，则会对WAI系统和ECS性能产生显著影响。例如，如果来自预冷器的引气流的较高温度部分被引导至ECS并且来自预冷器的引气流的较低温度部分被引导至WAI系统，则这些系统将不能有效地操作。
因此，希望提供诸如分层空气流的分层流体的改进分布。此外，结合附图和前述技术领域和背景技术，从随后的
发明内容
和详细说明以及所附权利要求中，其他期望的特征和特点将变得显而易见。发明内容
本文公开了用于飞机中分层流体的分布的叶片组件、用于飞机中分层流体的分布的管道、以及包括用于分层流体的分布的管道的飞机的各种非限制性实施例。
在一个非限制性实施例中，所述叶片组件包括但不限于壳体。所述壳体包括但不限于壳体入口和壳体出口。所述壳体入口构造成接收分层流体。所述分层流体包括但不限于第一部分和第二部分。所述壳体出口与壳体入口间隔开。所述壳体出口构造成排出所述分层流体。所述壳体在所述壳体入口和所述壳体出口之间限定内部壳体容积。所述叶片组件还包括但不限于设置在所述内部壳体容积内并将所述内部壳体容积一分为二的叶片。所述叶片包括但不限于邻近所述壳体入口的前缘和邻近所述壳体出口的后缘。所述叶片具有第一侧和与所述第一侧相对的第二侧。所述第一侧和所述第二侧在所述前缘和所述后缘之间延伸。所述后缘相对于所述第一侧和所述第二侧从所述前缘成角度地偏移。所述第一侧构造成在所述壳体入口和所述壳体出口之间引导所述第一部分，并且所述第二侧构造成在所述壳体入口和所述壳体出口之间引导所述第二部分。
在另一个非限制性实施例中，所述管道包括但不限于构造成接收所述分层流体的上游部分。所述分层流体包括第一部分和第二部分。所述管道还包括但不限于下游部分，所述下游部分与所述上游部分间隔开并且构造成排出所述分层流体。所述管道还包括但不限于设置在所述上游部分和所述下游部分之间的内表面。所述内表面限定在所述上游部分和所述下游部分之间的内部管道容积。所述管道还包括但不限于设置在所述内部管道容积内并将所述内部管道容积一分为二的叶片。所述叶片包括邻近所述上游部分的前缘和邻近所述下游部分的后缘。所述叶片具有第一侧和与所述第一侧相对的第二侧。所述第一侧和所述第二侧在所述前缘和所述后缘之间延伸。所述后缘相对于所述第一侧和所述第二侧从所述前缘成角度地偏移。所述第一侧构造成在所述上游部分和所述下游部分之间引导所述第一部分，并且所述第二侧构造成在所述上游部分和所述下游部分之间引导所述第二部分。
在另一个非限制性实施例中，所述管道包括但不限于构造成接收所述分层流体的上游部分。所述分层流体包括第一部分和第二部分。所述管道还包括但不限于下游部分，所述下游部分与所述上游部分间隔开并且构造成排出所述分层流体。所述管道还包括但不限于设置在所述上游部分和所述下游部分之间的内表面。所述内表面在所述上游部分和所述下游部分之间限定内部管道容积。所述管道还包括但不限于设置在所述内部管道容积内的叶片组件。所述叶片组件包括但不限于包括壳体入口和壳体出口的壳体。所述壳体入口构造成接收所述分层流体。所述壳体出口与所述壳体入口间隔开并且构造成排出所述分层流体。所述壳体在所述壳体入口和所述壳体出口之间限定内部壳体容积。所述叶片组件还包括但不限于设置在所述内部壳体容积内并将所述内部壳体容积一分为二的叶片。所述叶片包括但不限于邻近所述壳体入口的前缘和邻近所述壳体出口的后缘。所述叶片具有第一侧和与所述第一侧相对的第二侧。所述第一侧和所述第二侧在所述前缘和所述后缘之间延伸。所述后缘相对于所述第一侧和所述第二侧从所述前缘成角度地偏移。所述第一侧构造成在所述壳体入口和所述壳体出口之间引导所述第一部分，并且所述第二侧构造成在所述壳体入口和所述壳体出口之间引导所述第二部分。
附图说明
在下文中将结合附图描述本发明，其中相同的数字表示相同的元件，并且
图1是示出用于飞机中分层流体的分布的叶片组件的非限制性实施例的立体图；
图2是示出图1的叶片组件的另一立体图；
图3是示出图1的叶片组件的剖视立体图；
图4是示出用于飞机中分层流体的分布的管道的局部透明立体图；
图5是示出包括图1的锁定环和叶片组件的管道的剖视立体图；
图6是示出包括图1的销和叶片组件的管道的剖视立体图；
图7是示出包括图1的叶片组件的图4的管道的分解图；
图8是示出包括图4的用于分层流体的分布的管道的飞机的局部透明立体图；
图9是示出图8的飞机的示意图；和
图10A、10B和10C是示出包括图1的叶片组件的图4的管道的示意图，叶片组件以三个不同取向布置。
具体实施方式
以下详细描述本质上仅是示例性的，并不旨在限制如本文所述的系统和方法。此外，无意受前述背景技术或以下详细描述中提出的任何理论的约束。
在示例性实施例中，本文教导了用于飞机中分层流体的分布的管道。该管道包括上游部分，该上游部分构造成从预冷器接收分层流体。分层流体包括第一部分和不同于第一部分的第二部分。分层流体的第一部分和分层流体的第二部分具有至少约5℃的量的温差。管道还包括下游部分，该下游部分与上游部分间隔开并且构造成将分层流体通过第一管道出口排出到机翼防冰(wing anti-icing,WAI)系统并且通过第二管道出口排出到环境控制系统(environmental control system,ECS)。
管道还包括设置在管道内的叶片组件。叶片组件包括壳体。壳体包括壳体入口和壳体出口。叶片组件还包括叶片。叶片设置在壳体内。叶片将内部壳体容积一分为二。叶片包括邻近壳体入口的前缘和邻近壳体出口的后缘。叶片具有在前缘和后缘之间延伸的第一侧和与第一侧相对的第二侧。后缘相对于第一侧和第二侧从前缘成角度地偏移至少约+/-135度的量，使得叶片可具有从前缘延伸到后缘的基本上螺旋形的构造。叶片的第一侧构造成在壳体入口和壳体出口之间引导分层流体的第一部分。此外，叶片的第二侧构造成在壳体入口和壳体出口之间引导分层流体的第二部分。
由预冷器产生的分层流体的第一部分具有较低的温度，并且由预冷器产生的分层流体的第二部分具有较高的温度。叶片的第一侧可构造成接收分层流体的第一部分并将第一部分排出到第二管道出口。然后ECS可从第二管道出口接收第一部分。同样，叶片的第二侧构造成接收分层流体的第二部分并将第二部分排出到第一管道出口。然后，WAI系统可从第一管道出口接收第二部分。这样，叶片组件改善了分层流体到飞机的部件的分布，即WAI系统和ECS，从而提高了ECS和WAI系统的效率。在没有叶片组件的情况下，第二部分(较高温度)将通过第二管道出口排出到ECS，并且第一部分(较低温度)将通过第一管道出口排出到WAI系统，从而潜在地不利地影响ECS和WAI系统的效率。
通过审查本申请的附图以及以下详细描述，可以获得对上述系统的更好理解。
图1和图2是示出用于飞机22(参见图8)中分层流体的分布的叶片组件20的非限制性实施例的立体图。本文所用的术语“分层流体(stratified fluid)”是指流体包括多个一般可定义的部分或区域，每个部分或区域表现出与其他部分或区域不同的组成或性质(如温度)。分层流体包括第一部分24和第二部分26(参见图7)。应当理解，分层流体可包括多于两个区域。
参考图7并继续参考图1和2，在各种实施例中，分层流体包括分层空气流。在这些实施例中，分层空气流包括第一部分24和第二部分26，第一部分24和第二部分26一般可沿着分层空气流的流动定义。换句话说，分层空气流沿着其流动的一侧可以不同于分层空气流的另一侧。应当理解，分层空气流可以由相对于第一部分24和第二部分26的梯度限定(例如，从第一部分24和第二部分26延伸的温度曲线)。在某些实施例中，分层空气流的第一部分24和分层空气流的第二部分26具有至少约5℃、或者至少约30℃、或者至少约100℃的量的温差。应当理解，该温差取决于产生分层空气流的部件的操作条件。在某些实施例中，通过(在预冷器出口处)获取第一部分24和第二部分26的最小和最大温度之间的差来计算该温差。或者，分层空气流的第一部分24和分层空气流的第二部分26可具有约5至约150℃、或者约20至约140℃、或者约30至约130℃的量的温差。或者，第二部分26的温度可以与第一部分24的温度相差至少约5℃、或者至少约30℃、或者至少约100℃。
继续参考图1和图2，叶片组件20包括壳体28。壳体28包括壳体入口30和壳体出口32。壳体入口30与壳体出口32流体连通。壳体入口30构造成接收分层流体。壳体出口32与壳体入口30间隔开并且构造成排出分层流体。壳体28在壳体入口30和壳体出口32之间限定内部壳体容积34。壳体28可具有基本上圆柱形的构造。本文中关于圆柱形使用的术语“基本上”是指壳体28的横截面具有大致椭圆形的构造。在某些实施例中，壳体28具有与内部壳体容积34相对的外表面36，并且包括围绕外表面36延伸的肩部38。在各种非限制性实施例中，壳体28包括构造成承受温差而没有实质变形的材料。
图3是示出图1的叶片组件20的剖视立体图。叶片组件20还包括叶片40。叶片40设置在内部壳体容积34内。应当理解，叶片40可以延伸超出内部壳体容积34，只要叶片40的一部分设置在内部壳体容积34内即可。在某些实施例中，叶片40延伸超过内部壳体容积34。叶片40将内部壳体容积34一分为二。应当理解，叶片40可以仅部分地将内部壳体容积34一分为二，尽管仍被认为将内部壳体容积34一分为二。在某些实施例中，叶片40将壳体入口30和壳体出口32之间的内部壳体容积34完全一分为二。在非限制性实施例中，叶片抑制第一部分和第二部分混合。
继续参考图1、2和3，叶片40包括邻近壳体入口30的前缘42和邻近壳体出口32的后缘44。叶片40具有在前缘42和后缘44之间的第一侧46和与第一侧46相对的第二侧48。前缘42可以具有基本上线性的构造。后缘44可以具有大致U形的构造，限定了延伸穿过第一侧46和第二侧48的凹部。后缘44相对于第一侧46和第二侧48从前缘42成角度地偏移。短语“相对于第一侧46和第二侧48”是指前缘42和后缘44由第一侧46和第二侧48限定，使得即使后缘44从前缘42在角度上偏移180度，因此显示出彼此成直线，但是后缘44仍然从前缘42成角度地偏移，因为角度偏移是相对于第一侧46和第二侧48。在某些实施例中，叶片40的前缘42限定了从前缘42延伸到后缘44的平面A。在这些实施例中，后缘44可以相对于平面A从前缘42成角度地偏移至少约+/-10度、至少约+/-90度、或至少约+/-135度的量。在示例性实施例中，叶片40具有从前缘42延伸到后缘44的基本上螺旋形的构造，后缘44从前缘42成角度地偏移至少约+/-135度的量。在这些实施例中，当第一侧46和第二侧48从前缘42延伸到后缘44时，第一侧46和第二侧48相对于平面A改变取向。应当理解，上面刚刚描述的角度偏移与某些设计有关，并且可能根据管道构造(如下所述)、管道出口位置(如下所述)、流体的分层取向等而变化。
继续参考图1、2、3和7，叶片40的第一侧46构造成在壳体入口30和壳体出口32之间引导分层流体的第一部分24。此外，叶片40的第二侧48构造成在壳体入口30和壳体出口32之间引导分层流体的第二部分26。在某些实施例中，当叶片40具有基本上螺旋形的构造时，分层流体的第一部分24由第一侧46引导，以当第一部分24从前缘42移动到后缘44时，改变相对于平面A的取向。同样，在某些实施例中，当叶片40具有基本上螺旋形的构造时，分层流体的第二部分26由第二侧48引导，以当第二部分26从前缘42移动到后缘44时，改变相对于平面A的取向。这种由叶片40带来的分层流体取向的改变可能是需要的，以优化分层流体的第一部分24和第二部分26的分布。
图4是示出用于飞机22中分层流体的分布的管道50的局部透明立体图。管道50包括构造成接收分层流体的上游部分52，并且如上所述，分层流体包括第一部分24和第二部分26。管道50还包括下游部分54，该下游部分54与上游部分52间隔开并且构造成排出分层流体。管道50还包括设置在上游部分52和下游部分54之间的内表面56，并且内表面56在上游部分52和下游部分54之间限定内部管道容积58。在各种非限制性实施例中，管道50包括构造成承受温差而没有显著变形的材料。
如上所述，叶片40设置在内部管道容积58内并且将内部管道容积58一分为二。叶片40包括邻近上游部分52的前缘42和邻近下游部分54的后缘44。叶片40具有第一侧46和与第一侧46相对的第二侧48。第一侧46和第二侧48在前缘42和后缘44之间延伸。后缘44相对于第一侧46和第二侧48从前缘42成角度地偏移。第一侧46构造成在上游部分52和下游部分54之间引导分层流体的第一部分24，第二侧48构造成在上游部分52和下游部分54之间引导分层流体的第二部分26。
在某些实施例中，管道50包括如上所述的叶片组件20，而不仅仅包括叶片40。叶片组件20可设置在内部管道容积58内。叶片组件20可包括壳体28和叶片40。壳体28可包括壳体入口30和壳体出口32。壳体入口30可构造成接收分层流体。壳体出口32可以与壳体入口30间隔开并且构造成排出分层流体。壳体28可以在壳体入口30和壳体出口32之间限定内部壳体容积34。叶片40可以设置在内部壳体容积34内并且可以将内部壳体容积34一分为二。
在各种实施例中，管道50包括构造成支撑叶片组件20的套管60。套管60可设置在管道50的上游部分52和管道50的下游部分54之间并且耦合到管道50的上游部分52和管道50的下游部分54，用于将上游部分52和下游部分54耦合在一起。
图5是示出包括锁定环62和图1的叶片组件20的管道50的剖视立体图。管道50还可包括锁定环62，锁定环62构造成邻接壳体28的肩部38。管道50的内表面56限定邻近肩部38的凹槽64。在实施例中，当管道50包括套管60时，套管60可以限定凹槽64。凹槽64构造成接收锁定环62，以最小化叶片组件20在管道50内的横向移动。
图6是示出包括销66和图1的叶片组件20的管道50的剖视立体图。管道50还可以包括延伸到内部壳体容积34中的销66。在实施例中，当管道50包括套管60时，套管60可以包括销66。壳体28的肩部38可以限定凹口68。凹口68可构造成接收销66，以最小化叶片组件20在管道50内的旋转运动。
图7是示出包括图1的叶片组件20的图4的管道50的分解图。管道50还包括第一管道出口70和第二管道出口72。第一管道出口70和第二管道出口72与管道50的下游部分54流体连通。邻近后缘44的叶片40的第二侧48可以面向第一管道出口70。邻近后缘44的叶片40的第一侧46可以面向第二管道出口72。在某些实施例中，叶片40的第一侧46构造成接收分层流体的第一部分24并将第一部分24排出到第二管道出口72。同样，在某些实施例中，叶片40的第二侧48构造成接收分层流体的第二部分26并将第二部分26排出到第一管道出口70。
图8是示出包括图4的用于分层流体的分布的管道50的飞机22的局部透明立体图。如上所述，管道50包括叶片组件20(未示出)。管道50的上游部分52(未示出)可以从飞机22的包括但不限于第二管道出口72(参见图9)的各种部件接收分层流体。应当理解，飞机22的其他部件也可以产生分层流体，如在使用紧凑的横流式热交换器的情况下(例如，在冲压空气回路中)。管道50的下游部分54(未示出)可以将分层流体排出到飞机22的各种部件，包括但不限于环境控制系统(ECS)76和机翼防冰(WAI)系统78(参见图9)。应当理解，飞机22的其他部件也可以利用分层流体。
图9是示出图8的飞机22的示意图。参考图9并继续参考图7，在某些实施例中，飞机22包括预冷器74，预冷器74与管道50的上游部分52流体连通。预冷器74可构造成产生分层流体。飞机22还可包括WAI系统78和ECS 76，其中WAI系统78与第一管道出口70流体连通，ECS 76与第二管道出口72流体连通。
在示例性实施例中，由预冷器74产生的分层流体的第一部分24具有较低温度，并且由预冷却器74产生的分层流体的第二部分26具有较高温度。叶片40的第一侧46可构造成接收分层流体的第一部分24并将第一部分24排出到第二管道出口72。然后ECS 76可从第二管道出口72接收第一部分24。同样，叶片40的第二侧48构造成接收分层流体的第二部分26并将第二部分26排出到第一管道出口70。然后WAI系统78可从第一管道出口70接收第二部分26。这样，叶片组件20改善了分层流体到飞机22的部件即WAI系统78和ECS 76的分布，从而提高了ECS 76和WAI系统78的效率。在没有叶片组件20的情况下，第二部分26(较高温度)将通过第二管道出口72排出到ECS 76，并且第一部分24(较低温度)将通过第一管道出口70排出到WAI系统78，从而潜在地不利地影响ECS 76和WAI系统78的效率。
在各种实施例中，飞机22包括飞机发动机80，飞机发动机80包括压缩机82、旁路92、燃烧器84和涡轮86。压缩机82和旁路92可从环境接收空气94。压缩机82可包括高级和低级，并且可从高级、低级或其组合产生较高温度的空气流88。在包括来自高级和低级二者的较高温度的空气流88的实施例中，来自高级的空气流和来自低级的空气流可以组合并混合以形成较高温度的空气流88。旁路92可以产生较低温度的空气流90。较高温度的空气流88和较低温度的空气流90二者都被独立地引导到预冷却器74，从而导致预冷却器74产生分层流体。
图10A、10B和10C是示出包括图1的叶片组件20的图4的管道50的示意图，其中叶片组件20以三个不同取向布置。继续参考图4，叶片组件20可相对于管道50旋转，以调节分层流体的分布。例如，如图10A中所示，叶片组件20可以对准在基准位置(0°)，其中邻近叶片40的后缘44的叶片40的第二侧48面向第一管道出口70，邻近叶片40的后缘44的叶片40的第一侧46面向第二管道出口72。在基准位置(0°)，在第一管道出口70和第二管道出口72之间流体流动可以大致相等，并且流体可以在第一管道出口70和第二管道出口72之间保持分层。如图10B中所示，叶片组件20相对于基准位置旋转30°可导致朝向第一管道出口70偏置的流体流动，并且流体可在第一管道出口70和第二管道出口72之间保持分层。如图10C中所示，叶片组件20相对于基准位置旋转60°可导致在第一管道出口70和第二管道出口72之间大致相等的流体流动，但是在第一管道出口70和第二管道出口72之间流体可能不再分层(即流体混合)。应当理解，上面刚刚描述的旋转角度与某些设计相关，并且可以根据管道构造、管道出口位置、流体的分层取向、叶片的角度偏移等而变化。
尽管已经在本公开的前述详细描述中呈现了至少一个示例性实施例，但是应当理解，存在大量变型。还应当理解，示例性实施例仅是示例，并不旨在以任何方式限制本发明的范围、适用性或构造。相反，前面的详细描述将为本领域技术人员提供用于实现本发明的示例性实施例的便利路线图。应当理解，在不脱离所附权利要求中阐述的本公开的范围的情况下，可以对示例性实施例中描述的元件的功能和布置进行各种改变。