[实用新型]航空发动机自加热防冰系统

说明书

技术领域

本实用新型涉及发动机领域，特别涉及一种航空发动机自加热防冰系统。

背景技术

在航空领域中，飞机在有过冷水滴、冰晶及雪花的大气层中飞行时，发动机的零部件、特别是进气部件前缘很可能发生结冰现象。结冰对发动机的正常工作是极其有害的，发动机进气系统结冰会改变气流通道的形状，减少发动机进气面积，甚至使气流分离，引起压气机不稳定工作。在发动机和飞机振动的作用下，结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件，造成机械事故。压气机转子叶片结冰会改变叶形而使叶片偏离设计状态工作，导致气流分离而使压气机失速，甚至会使发动机熄火，引起飞行事故。

特别地，大涵道比航空发动机的进口部位容易结冰，如在进气锥、风扇叶片、外涵导叶和支板等。通常，结冰后对燃气轮机的性能造成不利影响，容易危及发动机安全。对于进口部位，防冰通常使用热空气进行加热。一般从核心机中的高压压气机出口或者增压级末级进行引气，这样做会影响发动机正常工作效率，而且结构复杂，稳定性差，增大了日常维护难度。同时还有使用憎水涂层和改变进气锥角度进行防冰，不过这种方法可靠性和安全性较差，使用憎水涂层还会增大环境污染。

鉴于上述情况，一般的发动机进口帽罩采用结构防冰或压气机引气防冰，这样做会减少发动机的进气量，降低发动机效率，而且也有可能污染环境。

或者，采用通电加热的方式能够提高发动机进口易结冰部件的表面温度，从而抑制结冰。但是，这种方式需要消耗数量可观的电能。同时，在发动机本体只有附件传动装置中设有电机，该电机距发动机的进口，即易结冰部位的距离太远，需要通过中介机匣、增压级转静子叶片、鼓筒、风扇盘、轴等一系列发动机关键件及重要部件，而且导线缠绕容易对发动机的安全造成危害。

因此，对飞机发动机防/除冰技术的研究是相当必要的，结冰机理和飞机的防/除冰系统一直是国内外飞机系统设计的重要研究课题。

实用新型内容

本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有技术中航空发动机的进口部位容易结冰，对发动机性能造成不利影响，且容易危及发动机安全的缺陷，提供一种航空发动机自加热防冰系统。

本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

一种航空发动机自加热防冰系统，其特点在于，所述航空发动机自加热防冰系统设置在航空燃气轮机进口内；

所述航空发动机自加热防冰系统包括电磁铁、感应线圈和多个热元件；所述电磁铁和所述感应线圈固定在所述航空燃气轮机进口内，所述热元件铺设在所述航空燃气轮机进口内，使得所述感应线圈与所述电磁铁形成自发电装置，从而产生感应电流，对所述热元件进行加热防冰。

根据本实用新型的一个实施例，所述航空燃气轮机进口包括进气锥、风扇和风扇盘，所述风扇盘之后沿气流方向依次串行排列增压级内环、内涵进口导叶和鼓筒，所述内涵进口导叶的下端部固定在所述增压级内环内；

所述电磁铁嵌入所述增压级内环内，在所述内涵进口导叶内环处形成磁场；所述感应线圈固定在所述鼓筒上，所述热元件铺设在所述进气锥或风扇叶片内，所述电磁铁及感应线圈沿周向可布置多个。

根据本实用新型的一个实施例，所述鼓筒上设置有凸台，所述感应线圈固定在所述凸台上。

根据本实用新型的一个实施例，所述感应线圈采用螺钉拧入所述凸台。

根据本实用新型的一个实施例，所述热元件之间相互并联。

根据本实用新型的一个实施例，所述热元件的加热原理为电阻发热，所述热元件为导线。

根据本实用新型的一个实施例，所述热元件铺设在所述进气锥的表面或内部。

根据本实用新型的一个实施例，所述风扇叶片的表面或内部铺设有所述热元件。

根据本实用新型的一个实施例，在所述热元件的表面包裹有一层胶层。

根据本实用新型的一个实施例，在所述风扇盘靠近端面的位置处设置有直径小于等于1mm的引线孔。

本实用新型的积极进步效果在于：

本实用新型航空发动机自加热防冰系统利用电磁感应原理，采用发动机冷端部件的自发电形成热源，再将产生的电流输送至发动机中易结冰部件，从而提高其表面温度，实现了防冰目的。与现有防冰方式相比，本实用新型航空发动机自加热防冰系统不借助外部能源，不影响发动机效率且绿色环保。

附图说明

本实用新型上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：