[發明專利]發動機進氣道用熱氣防冰裝置有效

申請號：	201110447988.2	申請日：	2011-12-28
公開（公告）號：	CN103184935A	公開（公告）日：	2013-07-03
發明（設計）人：	劉永;郭家良	申請（專利權）人：	中航商用航空發動機有限責任公司
主分類號：	F02C7/047	分類號：	F02C7/047
代理公司：	北京市金杜律師事務所 11256	代理人：	樓仙英;邵桂禮
地址：	201109 上海市***	國省代碼：	上海;31
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摘要：
搜索關鍵詞：	發動機進氣道用熱氣裝置
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【說明書】：

技術領域

本發明涉及航空發動機進氣道防冰技術，更具體地涉及航空發動機進氣道熱氣防冰系統。

背景技術

航空發動機進氣道結冰是飛機結冰中最危險的情況，它不僅直接導致進氣道氣動外型的破壞，降低發動機推力，增大飛行負載，而且進氣道內冰層一旦脫落，冰塊將隨氣流進入發動機內部，不但會打傷具有很大轉速的葉片，造成壓氣機的機械損傷，甚至對整臺發動機造成破壞，直接引發飛行事故。因此，為了保證飛行安全，發動機防冰十分重要。目前，發動機防冰的熱源多采用發動機壓氣機引出的熱空氣，熱空氣進入進氣道前緣的防冰器后，在沿通道的流動過程中，把熱量傳給蒙皮，使進氣道前緣防冰表面的溫度達到確保表面不結冰的數值。

通常的熱氣防冰器由壓氣機引氣，流過控制活門之后，讓熱空氣在進氣道前緣換熱通道內自由流動，最后從出口排出；或者采用簡易環形噴氣管路，通過支架固定在短艙前壓艙壁面上，熱空氣通過環形噴氣管路上開的小孔，將熱氣按一定方向噴出至防冰表面，起到防冰的作用。但是，不管上述何種防冰器都沒有實現對熱空氣流向的有效控制，換熱效率難以保證。

發明內容

因此，提供一種能夠有效控制熱空氣流向從而提高換熱效率的發動機進氣道用熱氣防冰裝置將是有利的。

為此，根據本發明的一個方面，提供一種發動機進氣道用熱氣防冰裝置，該裝置包括：引氣管道、環形管道、排氣管道、多個支架架和多個導流葉柵，其中，引氣管道沿所述進氣道延伸用于接收來自發動機壓氣機的熱空氣；環形管道具有與所述引氣管道相連通的氣流入口、與進氣道前緣換熱通道相連通并鄰近其內防冰表面的環形噴氣喉部、由所述環形噴氣喉部一側延伸并與所述防冰表面間隔開一預定距離的唇部、以及形成于所述環形管道上與所述氣流入口徑向對稱設置的斷口；排氣管道的一端經由所述環形管道的所述斷口與所述換熱通道連通，另一端與外界環境或者所述進氣道連通用于將已經換熱完畢的熱空氣從換熱通道內排出；多個支架安裝于所述進氣道的短艙前壁面上并用來支撐所述環形管道；多個導流葉柵安裝于所述環形管道的所述唇部上并位于所述唇部和所述防冰表面之間從而使熱空氣順著進氣道前緣的防冰表面流動并在換熱通道內呈螺旋狀前進。

在這一方面，由于環形管道本身的結構以及導流葉柵的設置，從而該防冰裝置可以控制熱空氣的噴出方向，使熱空氣盡可能地貼合進氣道前緣換熱通道內的防冰表面流動，并在換熱通道內呈螺旋狀前進，最大限度地提高換熱效率，進而減少來自高壓壓氣機的引氣量。

優選地，多個導流葉柵相對于所述進氣道的徑向方向成10°～80°傾斜設置。這樣，由環形管道喉部噴出的熱空氣經由導流葉柵導向分流后，以一定角度貼合防冰表面流動，并在換熱通道內螺旋前進，然后通過排氣管道排出。

優選地，所述多個導流葉柵沿周向均勻分布于所述氣流入口和所述斷口之間的環形管道上，并且關于所述氣流入口和所述斷口的中面對稱分布。從而，由環形管道噴出的熱空氣均勻地沿防冰表面分布和流動并最后被排出換熱通道。

進一步優選地，所述環形管道面向所述支架的一側設置有滑塊，所述支架上形成有滑槽，所述滑塊沿著所述滑槽周向上可滑動，以適應環形管道的熱膨脹效應。

通過參考下面所描述的實施方式，本發明的這些方面和其他方面面將會得到清晰地闡述。

附圖說明

本發明的結構和操作方式以及進一步的目的和優點將通過下面結合附圖的描述得到更好地理解，其中，相同的參考標記標識相同的元件：

圖1為發動機的透視圖，其示意性地示出了發動機的外部構造；

圖2為沿圖1所示發動機的縱軸的剖視圖，其示意性地示出發動機的內部構造，并為清楚起見去掉了發動機的吊掛；

圖3為圖1所示發動機的短艙進氣道的示意性透視圖，其示出了根據本發明的一優選實施方式的發動機進氣道用熱氣防冰裝置的引氣管道和排氣管道；

圖4為根據本發明的上述優選實施方式的發動機進氣道用熱氣防冰裝置的示意圖，其主要示出了環形管道及支架；

圖5示出了圖4中的熱氣防冰裝置的環形管道在發動機短艙進氣道前緣防冰換熱通道內的布置方式；