[发明专利]发动机进气道用热气防冰装置

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机进气道防冰技术，更具体地涉及航空发动机进气道热气防冰系统。

背景技术

航空发动机进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况，它不仅直接导致进气道气动外型的破坏，降低发动机推力，增大飞行负载，而且进气道内冰层一旦脱落，冰块将随气流进入发动机内部，不但会打伤具有很大转速的叶片，造成压气机的机械损伤，甚至对整台发动机造成破坏，直接引发飞行事故。因此，为了保证飞行安全，发动机防冰十分重要。目前，发动机防冰的热源多采用发动机压气机引出的热空气，热空气进入进气道前缘的防冰器后，在沿通道的流动过程中，把热量传给蒙皮，使进气道前缘防冰表面的温度达到确保表面不结冰的数值。

通常的热气防冰器由压气机引气，流过控制活门之后，让热空气在进气道前缘换热通道内自由流动，最后从出口排出；或者采用简易环形喷气管路，通过支架固定在短舱前压舱壁面上，热空气通过环形喷气管路上开的小孔，将热气按一定方向喷出至防冰表面，起到防冰的作用。但是，不管上述何种防冰器都没有实现对热空气流向的有效控制，换热效率难以保证。

发明内容

因此，提供一种能够有效控制热空气流向从而提高换热效率的发动机进气道用热气防冰装置将是有利的。

为此，根据本发明的一个方面，提供一种发动机进气道用热气防冰装置，该装置包括：引气管道、环形管道、排气管道、多个支架架和多个导流叶栅，其中，引气管道沿所述进气道延伸用于接收来自发动机压气机的热空气；环形管道具有与所述引气管道相连通的气流入口、与进气道前缘换热通道相连通并邻近其内防冰表面的环形喷气喉部、由所述环形喷气喉部一侧延伸并与所述防冰表面间隔开一预定距离的唇部、以及形成于所述环形管道上与所述气流入口径向对称设置的断口；排气管道的一端经由所述环形管道的所述断口与所述换热通道连通，另一端与外界环境或者所述进气道连通用于将已经换热完毕的热空气从换热通道内排出；多个支架安装于所述进气道的短舱前壁面上并用来支撑所述环形管道；多个导流叶栅安装于所述环形管道的所述唇部上并位于所述唇部和所述防冰表面之间从而使热空气顺着进气道前缘的防冰表面流动并在换热通道内呈螺旋状前进。

在这一方面，由于环形管道本身的结构以及导流叶栅的设置，从而该防冰装置可以控制热空气的喷出方向，使热空气尽可能地贴合进气道前缘换热通道内的防冰表面流动，并在换热通道内呈螺旋状前进，最大限度地提高换热效率，进而减少来自高压压气机的引气量。

优选地，多个导流叶栅相对于所述进气道的径向方向成10°～80°倾斜设置。这样，由环形管道喉部喷出的热空气经由导流叶栅导向分流后，以一定角度贴合防冰表面流动，并在换热通道内螺旋前进，然后通过排气管道排出。

优选地，所述多个导流叶栅沿周向均匀分布于所述气流入口和所述断口之间的环形管道上，并且关于所述气流入口和所述断口的中面对称分布。从而，由环形管道喷出的热空气均匀地沿防冰表面分布和流动并最后被排出换热通道。

进一步优选地，所述环形管道面向所述支架的一侧设置有滑块，所述支架上形成有滑槽，所述滑块沿着所述滑槽周向上可滑动，以适应环形管道的热膨胀效应。

通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这些方面和其他方面面将会得到清晰地阐述。

附图说明

本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中，相同的参考标记标识相同的元件：

图1为发动机的透视图，其示意性地示出了发动机的外部构造；

图2为沿图1所示发动机的纵轴的剖视图，其示意性地示出发动机的内部构造，并为清楚起见去掉了发动机的吊挂；

图3为图1所示发动机的短舱进气道的示意性透视图，其示出了根据本发明的一优选实施方式的发动机进气道用热气防冰装置的引气管道和排气管道；

图4为根据本发明的上述优选实施方式的发动机进气道用热气防冰装置的示意图，其主要示出了环形管道及支架；

图5示出了图4中的热气防冰装置的环形管道在发动机短舱进气道前缘防冰换热通道内的布置方式；

图6为安装有图4中的热气防冰装置的发动机短舱进气道的纵向剖视图，示出了热气防冰装置的气流流向；

图7为图4中的热气防冰装置部分导流叶栅处的局部放大示意图，示出了在发动机换热通道内螺旋流动的气流；

图8为图4中热气防冰装置的气流出口处的局部放大示意图；

图9为图4中热气防冰装置的用于连接环形管道和支架的滑块示意图；