[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

说明书

技术领域

本发明涉及一种航空发动机整流帽罩防冰装置，具体讲是一种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，属于航空发动机防护领域。

背景技术

航空发动机整流帽罩结冰现象严重影响航空发动机性能的正常发挥，甚至危及航空发动机的安全，引发航空事故。为了防止航空发动机整流帽罩在飞行过程中结冰通常需要对其进行加热处理，传统的热气防冰技术需要从压气机引气用于防冰，这部分消耗的蒸汽会影响发动机正常工作效率，而且其结构复杂，稳定性差，并增大了日常维护难度。目前部分采用的电加热防冰系统，虽其结构简单，控制方便，但是不可避免地要消耗数量可观的高品位电能。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种无需从压气机引气，降低发动机损耗，避免电能消耗的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。

为了解决上述技术问题，一种采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，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贴合，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；所述蒸发段上安装加热装置，所述加热装置与蒸发段进行热量交换。

本发明中，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。

本发明中，所述冷凝段航空发动机整流帽罩之间填充热界面材料。

本发明中，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。热流体有多种选择，如滑油、燃油、来自于压气机的高温空气等。

本发明中，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。

本发明中，所述轴向旋转热管的材料根据轴向旋转热管内的工作介质确定。

本发明还提供了上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，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，轴向旋转热管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。

本发明中，所述工作介质根据冷凝段和蒸发段的工作温度范围确定。

本发明的有益效果在于：(1)、蒸汽在冷凝段冷凝为液体的过程中释放出的热量传导至航空发动机整流帽罩表面进行加热防冰，其不需要从压气机引气，不影响发动机工作效率，不需要气腔等复杂结构，避免电能的消耗；(2)、第一冷凝段与航空发动机整流帽罩之间填充热界面材料，减小二者之间接触热阻，第一冷凝段的内表面采用肋片结构或者加装金属丝网，以扩大冷凝面面积，提高防冰能力；(4)、利用热流体的废热防冰，其不仅不消耗其它可用能量，而且兼顾了热流体的冷却，节能环保；(5)、第二冷凝段与航空发动机整流帽罩之间用密度较小且导热系数较高、有一定变形能力且脆性较小的材料填充，可降低第二冷凝段与航空发动机整流帽罩之间的热阻；(6)、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，以减少热量的散失；(7)、本发明轴向旋转热管作为独立的传热机构，其结构简单，传热效率高。

附图说明

图1为本发明实施例1采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置结构示意图；

图2为本发明实施例2采用轴向旋转热管的航空发动机整流帽罩防冰装置结构示意图；

图3为本发明工作过程示意图；

图4为本发明航空发动机整流帽罩与轴向旋转热管间的连接板图示意图；

图5为本发明航空发动机整流帽罩示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实例对本发明的技术方案作进一步说明。