[发明专利]采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法

权利要求书

1.一种采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：包括轴向旋转热管，所述轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，所述轴向旋转热管的内径由蒸发段至冷凝段逐渐变小；所述冷凝段的前端部与航空发动机整流帽罩紧密结合；所述航空发动机整流帽罩与轴向旋转热管固定连接，所述航空发动机整流帽罩与冷凝段之间填充导热材料；蒸发段上安装热流体套，蒸发段与航空发动机中的热流体进行热量交换。

2.根据权利要求1所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述冷凝段包括相通的第一冷凝段和第二冷凝段，所述第一冷凝段外表面与航空发动机整流帽罩之间填充热界面材料；第一冷凝段的内表面采用肋片结构或者加装金属丝网。

3.根据权利要求1或2所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述冷凝段与航空发动机整流帽罩之间填充热界面材料。

4.根据权利要求3所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述加热装置为热流体套，所述热流体套套装在轴向旋转热管的蒸发段上并与轴向旋转热管之间密封，热流体套内设有热流体循环通道。

5.根据权利要求4所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述航空发动机整流帽罩通过导热系数低且强度高的连接板与轴向旋转热管固定连接。

6.根据权利要求5所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述轴向旋转热管的材料由轴向旋转热管内的工作介质确定。

7.一种权利要求1所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置的防冰方法，其特征在于包括以下步骤：

1)、轴向旋转热管在航空发动机转轴带动下旋转，处于蒸发段的液态工作介质受热后蒸发，蒸汽在压差的作用下经绝热段到达冷凝段；

2)、蒸汽在冷凝段冷凝为液体，冷凝释放出的热量经冷凝段传递至航空发动机整流帽罩表面，实现防冰目的；

3)、凝结液在旋转离心作用下回到轴向旋转热管蒸发段，周而复始。

8.根据权利要求7所述采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置的防冰方法，其特征在于：所述工作介质根据冷凝段和蒸发段的工作温度范围确定。