[发明专利]发动机进气道防冰系统

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于发动机的进气道防冰系统。更具体地，涉及一种航空发动机进气道热气防冰系统。

背景技术

当飞机在结冰条件下飞行时，在机身上有可能会发生结冰现象。特别是，由于抽吸作用，在航空发动机的进气道中更加容易发生结冰。航空发动机进气道的结冰现象是飞机结冰现象中最危险的情况。进气道中的结冰会改变进气道内的截面形状，造成进气道的气动外形被破坏，由此降低航空发动机的推力，增加飞行时的航空发动机负荷。更加危险的是，积聚在进气道内的冰层有可能会脱落，并随着被抽吸的空气而进入发动机内部，撞击处于很大转速中的风扇叶片。这样，造成航空发动机的压气机机械损伤，甚至会导致整台的发动机被破坏，引发飞行事故。因此，为保证飞机的飞行安全，需要着重关注航空发动机进气道的防冰。

目前，航空发动机防冰的热源大多采用从发动机压气机中引出的热空气。将热空气从发动机压气机引入设置在进气道前缘的换热通道中，并在该换热通道内流动。在沿换热通道流动的过程中，将热空气中的热量传递给进气道的前帽罩，从而使进气道的前帽罩表面温度达到并保持在保证其表面不结冰的数值。

除了采用热空气之外，还有采用热的润滑油作为加热介质的方案。其中，经过发动机润滑系统循环的热的润滑油先不回到润滑油箱，而是先进入进气道的前缘，以加热进气道的前帽罩，使前帽罩表面的温度保持在保证表面不结冰的数值。

对于热气防冰装置来说，通常由发动机的压气机引气，使之流经控制活门，进入设置在进气道前缘中的换热通道，并在该换热通道内自由流动，在换热之后经排出口排出。另一种防冰结构是，采用环形喷气管路，由支架将管路固定在短舱前壁面上，并在管路上打一些小孔，被引入管路中的热空气经这些小孔沿一定的方向喷出，并喷射到防冰表面上，从而加热该表面以起到防冰的作用。

但是，上述防冰装置都缺乏对热空气的流向和流量进行有效控制的手段，因而难以保证换热效率。具体来说，在现有的进气道防冰装置中，通常直接将热空气从压气机引入进气道前缘处的换热通道中，使热空气在换热通道中自由流动，并通过排气口排出。在此结构中，进入换热通道中的热空气的流动方向、速率以及热空气在换热通道中的分布无法控制，并且从压气机中引出的热空气的量也无法控制，由此导致换热效率不确定。存在如下的情况，即，进气道中的部分结构中被过度加热，而其它部分则未被充分加热。而且，若引气量过大或加热过度，有可能会损坏进气道内的结构，而若引气量过小或加热不充分，则无法有效地防止结冰。并且，在飞机飞行过程中，发动机的结冰条件会不断地变化，并且进气道中不同位置处的结冰情况也会有所不同。

因此，在航空发动机领域中，始终存在对于能提高热交换效率、提升防冰效果并减少从压气机的引气量的防冰装置或防冰系统的需求。

发明内容

本发明是为了解决上述技术问题而作出的，其目的是提供一种发动机进气道防冰系统，其能够针对不同的防冰条件，控制热空气的流量和流向，从而在不同的防冰条件和不同的进气道位置处实现最佳的防冰效果。

本发明的上述目的通过一种发动机进气道防冰系统来实现，发动机进气道防冰系统包括：换热通道，该换热通道由发动机的短舱前壁面和进气道前帽罩限定而成；引气管，该引气管从发动机的压气机沿向着进气道的进口的方向延伸到换热通道；该环形分气管，环形分气管设置在换热通道中，并在换热通道中沿周向延伸，环形分气管上设有开孔，引气管的靠近进气道的进口的一端与开孔相连接；排气管，该排气管的一端与换热通道的排气口相连接，排气管的另一端通入进气道；其中，环形分气管具有喉部和唇口，唇口沿向着进气道的进口方向延伸，在唇口上安装有可调节的导流叶栅，可调节的导流叶栅与进气道的中面成一定角度；发动机进气道防冰系统还包括驱动机构，该驱动机构与可调节的导流叶栅相连，用于调节可调节的导流叶栅相对于进气道的中面所成的角度。

在本发明的技术方案中，可通过驱动机构来调节导流叶栅相对于进气道的中面所成的角度。因此，可以根据不同的防冰条件和防冰位置来调节从压气机引入的热空气的喷出方向，由此使热空气更加有效地加热需要进行防冰的部位。

进一步地，导流叶栅包括多个叶片，叶片包括叶片本体和转动销，转动销可相对转动地连接在叶片本体和驱动机构之间。这样，驱动机构可以通过使转动销转动来调节导流叶栅中的各叶片的角度。