轴向涡轮机的具有除冰装置的分流器鼻.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号(10)申请公布号CNCN103867237103867237A(43)申请公布日2014.06.18(21)申请号201310757189.4(22)申请日2013.12.06(30)优先权数据12195999.32012.12.07EP(71)申请人航空技术空间股份有限公司地址比利时米尔莫(72)发明人F·西塞(74)专利代理机构北京市柳沈律师事务所11105代理人曲莹(51)Int.Cl.F01D25/02(2006.01)权权利要求书2页利要求书2页说明书7页说明书7页附图4页附图4页(54)发明名称轴向涡轮机的具有除冰装置的分流器鼻(57)摘要本发明涉及轴向涡轮机的具有除冰装置的分流器鼻。所述分流器鼻(122)设计成将进入涡轮机的环形流分成主流(118)和副流(120)，使其用于经受热力循环。所述鼻(122)包括具有至少部分地限定环形通道(140)的壁(142)的除冰装置。由涡轮机产生的热油流在所述环形通道(140)中循环。该油在其本身得到冷却的同时贯穿圆形鼻并去除所述圆形鼻的冰。所述壁(142)定位成以便形成所述分流器鼻(122)的前缘(144)。壁(142)是可通过胶接、焊接和凹进固定的诸如管道的开放或封闭带。本发明还涉及一种具有配有除冰装置的分流器鼻的多流涡轮机。CN103867237ACN1038672ACN103867237A权利要求书1/2页1.轴向涡轮机的分流器鼻(22、122、222、322、422、522)，设计成将进入涡轮机的环形流分成主流(18、118、218、318、418、518)和副流(20、120、220、320、420、520)，所述鼻包括：环形前缘(44、144、244、344、444、544)；用于所述主流和副流的导壁(28、34、128、134、228、234、328、334、428、434、528、534)，从所述前缘延伸；前缘除冰通道(40、140、240、340、440、540)，沿着所述边缘环形地延伸，所述通道设计成引导流体；其中，该通道包括形成所述前缘(44、144、244、344、444、544)的壁(42、142、242、342、442、542)。2.根据权利要求1所述的分流器鼻(22、122、322、422、522)，其中，所述除冰通道(40、140、340、440、540)的所述壁(42、142、242、342、442、542)的横截面具有封闭轮廓，所述主流和副流的引导面被附接至所述壁。3.根据权利要求2所述的分流器鼻(22、122、322、422、522)，其中，所述封闭轮廓具有圆形(40、340、440、540)或椭圆(140)轮廓，所述椭圆的长轴相对于所述鼻的主轴在所述涡轮机的上游和中心倾斜，倾角优选地在5°与30°之间。4.根据权利要求1所述的分流器鼻(222)，其中，所述除冰通道(240)的所述壁(242)的横截面具有形成环形空腔的开放轮廓，所述环形空腔具有所述主流和副流的所述导壁(228、234)中的至少一个，优选地具有所述副流(220)的所述导壁(234)。5.根据权利要求1至4中的任一项所述的分流器鼻(22、122、322、422、522)，其中，所述除冰通道(40、140、340、440、540)的所述壁(42、142、242、342、442；542)具有变化的厚度，所述厚度优选地在所述通道的上游部分减小。6.根据权利要求1至5中的任一项所述的分流器鼻(322)，其中，所述除冰通道(340)的所述壁(342)凹进所述主流和副流导壁中的一个或至少一个中，凹进处优选地沿着所述前缘(344)的所述环形轮廓是间断的。7.根据权利要求1至6中的任一项所述的分流器鼻(522)，其中，所述分流器鼻(522)包括位于所述除冰通道(540)的所述壁(542)与所述本体(534)之间的中间部分(556)，优选地，所述中间部分(556)包括绝缘材料。8.根据权利要求1至7中的任一项所述的分流器鼻(22、122、222、322、422、522)，其中，所述除冰通道(40、140、240、340、440、540)的所述壁(42、142、242、342、442、542)的横截面的轮廓包括具有小于10.00mm的曲率半径的部分，所述曲率半径优选地小于5.00mm，更优选地小于2.00mm，进一步优选地小于1.00mm，所述部分形成所述前缘(44、144、244、344、444、544)的上游端。9.根据权利要求1至8中的任一项所述的分流器鼻(22、122、222、322、422、522)，其中，所述通道(40、140、240、340、440、540)被分段，并包括至少两段，每一段分别大致穿过所述前缘的