采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种航空发动机整流帽罩防冰装置，具体讲是一种采用回路型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】
[0002]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尚品位电能。
【发明内容】
[0003]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，降低发动机推力损耗，避免电能消耗的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法。
[0004]为了解决上述技术问题，本发明提供的一种采用回路型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，所述冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径;所述蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径;所述冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段;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。
[0005]本发明中，所述冷凝段包括第一冷凝段和第二冷凝段，所述第一冷凝段位于轴向旋转热管最前端与航空发动机整流帽罩贴合，第二冷凝段的前端内径大于后端内径;所述液体回流通道的进口位于第一冷凝段上，液体回流通道沿第一冷凝段向外扩展形成与航空发动机整流帽罩贴合，所述液体回流通道与第一冷凝段之间填充导热材料。
[0006]本发明中，所述液体回流通道的出口位于绝热段的前部或后部。
[0007]本发明中，所述加热装置为热流体套，所述热流体套安装在蒸发段上，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，高温空气。
[0008]本发明中，所述轴向旋转热管的管壳材料由轴向旋转热管内的工作介质确定。
[0009]本发明还提供了上述采用回路型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:
I)、轴向旋转热管绕中心轴旋转，蒸发段的液体吸收外部热源传入的热量蒸发为蒸汽，蒸汽在压差的作用下经过绝热段到达冷凝段；
2)、蒸汽在冷凝段冷凝为液体，其冷凝后放出的热量经冷凝段传递到与第一冷凝段、液体回流通道贴合的航空发动机整流帽罩表面，对其进行加热，维持航空发动机整流帽罩外表面的温度在结冰点以上；
3)、在离心作用下，液体回流通道进口处的液体所受的压强大于出口处液体所受的压强，使得冷凝后的液体从液体回流通道回到蒸发段，周而复始。
[0010]本发明中，所述液态工作介质根据冷凝段和蒸发段的工作温度范围确定。
[0011]本发明的有益效果在于:(1)、将回路型轴向旋转热管集成在航空发动机整流帽罩的内表面，使产生的热量高效、稳定地传递至航空发动机整流帽罩表面，实现航空发动机整流罩防冰，其不需要从压气机引气，降低发动机推力损耗，不需要气腔等复杂结构，避免用于防冰的高品位电能的消耗；(2)、冷凝段与航空发动机整流帽罩内表面直接贴合，减小整流帽罩与冷凝段的传热热阻，保证了加热防冰效果；(3)、采用液体回流通道，从而使得蒸汽通道与液体通道部分分离或者全部分离，减小了由于气液反向流动导致的蒸汽对液体的阻力，有利于提高传热能力，同时可以通过支路中液体的对流换热加热整流帽罩；(4)、利用滑油的废热防冰，其不仅不消耗其它可用能量，而且兼顾了滑油的冷却，节能环保；(5)、液体回流通道的出口设于绝热段的后部，可进一步降低蒸汽流动对液体的影响；(6)、本发明结构简单，体积小，质量轻，传热效率高。
【附图说明】
[0012]图1为本发明采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置结构示意图；
图2为图1工作过程不意图；
图3为实施例2采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置结构示意图；
图4为图3工作过程不意图。
【具体实施方式】
[0013]下面结合附图和实例对本发明的技术方案作进一步说明。
[0014]如图1、2所示，本发明实施例1中的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，包括轴向旋转热管7、滑油套8和液体回流通道2 ο轴向旋转热管7自前向后依次设第一冷凝段1、第二冷凝段3、绝热段5和蒸发段6，轴向旋转热管7在外力驱动下绕中心轴旋转，轴向旋转热管7的管壁均为纯铜制作。
[0015]滑油套8安装在轴向旋转热管7的蒸发段6上，滑油套8内设有滑油循环通道，循环通道的进口和出口连接发动机滑油系统，发动机中的高温滑油在滑油套8中与轴向旋转热管7上蒸发段6进行热量交换，蒸发段6在吸收来自发动机滑油的热量的同时，滑油也实现了冷却降温。
[0016]第一冷凝段I位于轴向旋转热管7的最前端，为圆锥面结构，与航空发动机整流帽罩4相贴合，以减小航空发动机整流帽罩4与第一冷凝段I的传热热阻。第二冷凝段3与第一冷凝段I相通，为反锥度结构，第二冷凝段3前端的内径Dl大于后端的内径D2。
[0017]蒸发段6至绝热段5的内径逐渐变小，绝热段5的内径D3大于第二冷凝段3前端的内径Dl，蒸发段6至绝热段5的外径不变。
[0018]液体回流通道2安装在冷凝段与绝热段5的之间，进口位于第一冷凝段I上，出口位于绝热段5的最前端。液体回流通道2沿第一冷凝段I的内侧面向外侧扩展，并与航空发动机整流帽罩4紧密结合，以减小与航空发动机整流帽罩的传热热阻。液体回流通道2与整流帽罩4以及导热材料不接触的部分做保温处理。液体回流通道2在工作状态下充满液态工作介质，如无水乙醇。轴向旋转热管7内的液态工作介质由冷凝