[实用新型]一种飞机发动机短舱热气防冰系统

说明书

技术领域

本实用新型涉及飞机短舱热气防冰技术领域，具体涉及一种飞机发动机短 舱热气防冰系统。

背景技术

目前运输类的发动机短舱大多采用热气防冰系统，其基本原理是根据飞机 结冰探测系统给出的结冰告警信息，由飞行员手动或者飞机自动打开短舱防冰 系统。短舱防冰系统打开后，始终以一个相对稳定的热空气流量加热短舱前缘， 保持前缘温度高于干态防冰温度以达到防冰的目的。

由于传统的短舱热气防冰系统为了达到前缘完全不结冰的干态防冰效果， 需要很大的能量，而且防冰引气流量不可调节，只能按照飞机在整个飞行包线 内最大的需求供给热空气。因此在热气防冰系统使用过程中，导致大部分结冰 状态下实际提供的防冰引气流量远大于需求防冰引气流量，造成飞机发动机引 气过度使用，浪费了飞机的引气能源，降低了飞机的发动机推力。此外，传统 的短舱热气防冰系统的使用时机是依据结冰探测系统给出的结冰信息。结冰探 测系统一般安装在机头两侧，因此也无法直接反映短舱前缘结冰的真实情况。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种飞机发动机短舱热气防冰系统，以解决或至 少减轻现有背景技术中所存在的至少一处的问题。

本实用新型的技术方案是：提供一种飞机发动机短舱热气防冰系统，包含 防冰活门、防冰控制装置及温度传感器，所述温度传感器布置在发动机进气道 的前缘，并将发动机进气道前缘的温度信号传输至防冰控制装置，防冰控制装 置控制防冰活门的开度。

优选地，所述温度传感器为双通道温度传感器。

优选地，所述温度传感器在发动机进气道的前缘按照结冰位置设置有多 个，且多个温度传感器独立工作。

优选地，所述防冰控制装置设置有干态防冰温度区间，当飞机进入结冰区 后，飞机的结冰探测器探测到结冰后，将结冰信息传输给防冰控制装置，短舱 防冰系统打开，防冰活门在预定开度以设定的空气流量加热发动机进气道前 缘；

若温度传感器反馈的发动机进气道前缘的温度高于干态防冰温度区间的 上限，防冰控制装置发出信号，减小防冰活门的开度，以减小防冰热气流量；

若温度传感器反馈的发动机进气道前缘的温度低于干态防冰温度区间的 下限，防冰控制装置发出信号，增大防冰活门的开度，以增大防冰热气流量。

优选地，所述预定开度及设定的空气流量是指，防冰活门在预定开度以设 定的空气流量加热发动机进气道前缘时，发动机进气道前缘的温度应在设置的 干态防冰温度区间之内。

本实用新型的优点在于：本实用新型的飞机发动机短舱热气防冰系统在发 动机进气道的前缘设置有温度传感器，温度传感器将发动机进气道前缘的温度 信号传输至防冰控制装置，防冰控制装置通过温度传感器反馈的温度信号控制 防冰活门的开度，节约了防冰引气流量，节约了发动机的能源。

温度传感器设置为双通道传感器，提高了系统检测安全系数。

温度传感器在发动机进气道的前缘按照结冰位置设置有多个，且多个温度 传感器独立工作。检测信息更加全面，防冰效果好。

附图说明

图1是本实用新型的飞机发动机短舱热气防冰系统一实施例的示意图。

其中：1-防冰活门，2-防冰控制装置，3-温度传感器。

具体实施方式

为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实 用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描 述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同 或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部 的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用 新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领 域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属 于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说 明。