PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an anti-icing system that reduces a direct impingement of a high temperature gas stream on an inner surface of an inlet lip of a jet turbine engine for an aircraft.SOLUTION: A system 1 includes vanes 56 extending from a bulkhead into an annular housing volume 44. Each vane includes a first end 66 coupled to the bulkhead, a free end 68 extending into the annular housing volume, and a vane body 67 extending therebetween. The vanes are positioned downstream from a nozzle 34 and configured to direct a high temperature gas stream 50 into the annular housing volume in a first direction 58. The vanes 56 are configured to redirect the high temperature gas stream through a first turn angle from the first direction to a second direction 60. The second direction reduces a direct impingement 52 of the high temperature gas stream 50 on an inner surface 62 of the inlet lip 14.SELECTED DRAWING: Figure 5
【課題】航空機用ジェットタービンエンジンの入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減する防氷システムを提供する。【解決手段】システム1は、バルクヘッドから環状ハウジング容積44に延び、各々がバルクヘッドに結合した第1の端部66と、環状ハウジング容積に広がる自由端68と、これらの間で延びるベーン本体67とを含む、ベーン56をさらに含む。ベーンは、ノズル34の下流に配置され、高温ガス流50を第1の方向58で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。ベーン56は、高温ガス流を第1の方向から第2の方向60への第1の転向角で向け直すように構成される。第2の方向は、入口リップ14の内面62上への高温ガス流50の直接的な衝突52を低減する。【選択図】図5
NOZZLE AND VANE SYSTEM FOR NACELLE ANTI-ICING
ナセル防氷のためのノズル及びベーンシステム
2017-08-17
Patent
Elektronische Ressource
Japanisch