一种航空航天发动机的防霜装置的制作方法

本实用新型是一种航空航天发动机的防霜装置，属于航空航天设备技术领域。

背景技术：

航空航天器的速度要求非常高，而动力是高速飞行关键，因此对发动机的要求也非常高，当发动机在进行吸气高马赫数飞行时，气流经过进气道压缩之后，静温升高，这不仅限制了压气机压缩比的进一步提高，而且会降低燃烧室的加热比，进而降低燃烧效率和推力系数，速度提升和维持较为困难，因此对进入发动机的空气降温的预冷技术日益受到重视，在进气道和压气机之间设置预冷器对进气道来流的高温气体进行冷却，降低空气温度，从而实现高效换热，经过冷却后的空气温度低，可以大幅提高压气机的压缩比，从而提高发动机的推力，增大推重比，有利于保持和提升较高速度，同时低温空气有效降低了结构的热负荷。

现有技术公开了申请号为:201721378149.9的一种航空航天发动机的防霜装置，包括支撑装置和刮壁装置，所述支撑装置包括支撑环板和肋板，所述支撑环板同轴内套在预冷器内部，并且支撑环板的外侧面通过四组肋板等角度焊接在预冷器内壁上，所述刮壁装置通过衬套内套在支撑环板内环面上，但是该现有技术防霜效果较差，会导致飞机在飞行时发动机上的霜冰积累过多，影响发动机正常工作。

技术实现要素：

针对现有技术存在的不足，本实用新型目的是提供一种航空航天发动机的防霜装置，以解决的现有技术防霜效果较差，会导致飞机在飞行时发动机上的霜冰积累过多，影响发动机正常工作的问题。

为了实现上述目的，本实用新型是通过如下的技术方案来实现：一种航空航天发动机的防霜装置，其结构包括电源线、储线盒、后端固定圆盘、镶嵌孔、防霜装置、电缆线、支撑架、支撑板、前端固定圆盘、发动机进口，所述储线盒的后端与防霜装置的前端相连接，所述后端固定圆盘安装于防霜装置的后端，所述镶嵌孔与后端固定圆盘为一体化结构，所述防霜装置的前端与前端固定圆盘的后端相焊接，所述电缆线嵌入安装于防霜装置的上端，所述支撑架焊接于防霜装置的下端，所述发动机进口与防霜装置为一体化结构，所述防霜装置包括壳体、移动轨板、连接块、刮刀器、控制器、加热器、下端导热层、上端导热层、导线接头、连接导线、发动机存放腔，所述壳体与移动轨板相连接，所述移动轨板安装于控制器的左侧，所述连接块的下端与刮刀器的上端相连接，所述刮刀器安装于控制器的左侧，所述控制器安装于壳体的内部，所述加热器设于控制器的右侧，所述下端导热层的下端与壳体相连接，所述上端导热层安装于加热器的下端，所述导线接头的前端与连接导线的后端相连接，所述连接导线与连接块相连接，所述发动机存放腔与壳体为一体化结构。

进一步地，所述电源线的左侧与储线盒的右端相连接。

进一步地，所述支撑板的上端与支撑架的下端相焊接，所述前端固定圆盘与发动机进口相连接。

进一步地，所述壳体的前端与前端固定圆盘的后端相连接。

进一步地，所述后端固定圆盘为圆盘型结构，直径为120cm。

进一步地，所述电缆线由有机合成材料制成，耐低温。

进一步地，所述控制器为FS01型号，控制性能强，所述加热器为为ELDC型号，加热效果好。

有益效果

本实用新型一种航空航天发动机的防霜装置，结构上设有防霜效果，首先先将发动机从发动机进口安装金发动机存放腔的内部，然后在启动发动机进行开始工作，在发动机工作期间，由于飞机在高空中温度较低，会出现很多冰霜，即可以通过控制器进行控制启动刮刀器在发动机的上端进行左右移动，对发动机上端冰霜进行刮除，在刮除发动机上端冰霜，发动机外表的温度仍是低温，会影响发动机的正常工作，可以在通过启动内部的加热器，利用加热器进行加热，将热能通过上端导热层和下端导热层将热能传递给发动机，使发动机升温恢复正常工作，从而不会使发动机温度过低，影响发动机的正常工作。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本实用新型的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本实用新型一种航空航天发动机的防霜装置的结构示意图；

图2为本实用新型一种防霜装置的截面结构示意图。

图中：电源线-1、储线盒-2、后端固定圆盘-3、镶嵌孔-4、防霜装置-5、电缆线-6、支撑架-7、支撑板-8、前端固定圆盘-9、发动机进口-10、壳体-501、移动轨板-502、连接块-503、刮刀器-504、控制器-505、加热器-506、下端导热层-507、上端导热层-508、导线接头-509、连接导线-510、发动机存放腔-511。

具体实施方式

为使本实用新型实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本实用新型。

请参阅图1、图2，本实用新型提供一种航空航天发动机的防霜装置技术方案：其结构包括电源线1、储线盒2、后端固定圆盘3、镶嵌孔4、防霜装置5、电缆线6、支撑架7、支撑板8、前端固定圆盘9、发动机进口10，所述储线盒2的后端与防霜装置5的前端相连接，所述后端固定圆盘3安装于防霜装置5的后端，所述镶嵌孔4与后端固定圆盘3为一体化结构，所述防霜装置5的前端与前端固定圆盘9的后端相焊接，所述电缆线6嵌入安装于防霜装置5的上端，所述支撑架7焊接于防霜装置5的下端，所述发动机进口10与防霜装置5为一体化结构，所述防霜装置5包括壳体501、移动轨板502、连接块503、刮刀器504、控制器505、加热器506、下端导热层507、上端导热层508、导线接头509、连接导线510、发动机存放腔511，所述壳体501与移动轨板502相连接，所述移动轨板502安装于控制器505的左侧，所述连接块503的下端与刮刀器504的上端相连接，所述刮刀器504安装于控制器505的左侧，所述控制器505安装于壳体501的内部，所述加热器506设于控制器505的右侧，所述下端导热层507的下端与壳体501相连接，所述上端导热层508安装于加热器506的下端，所述导线接头509的前端与连接导线510的后端相连接，所述连接导线510与连接块503相连接，所述发动机存放腔511与壳体501为一体化结构，所述电源线1的左侧与储线盒2的右端相连接，所述支撑板8的上端与支撑架7的下端相焊接，所述前端固定圆盘9与发动机进口10相连接，所述壳体501的前端与前端固定圆盘9的后端相连接，所述后端固定圆盘3为圆盘型结构，直径为120cm，所述电缆线6由有机合成材料制成，耐低温，所述控制器505为FS01型号，控制性能强，所述加热器506为为ELDC型号，加热效果好。

本专利所说的电源线1是传输电流的电线，通常电流传输的方式是点对点传输，电源线按照用途可以分为AC交流电源线及DC直流电源线，通常AC电源线是通过电压较高的交流电的线材，这类线材由于电压较高需要统一标准获得安全认证方可以正式生产，而DC线基本是通过电压较低的直流电，因此在安全上要求并没有AC线严格，但是安全起见，各国还是要求统一安全认证，所述壳体501由内、外两个曲面围成，厚度t远小于中面最小曲率半径R和平面尺寸的片状结构，是薄壳、中厚壳的总称，目前市场上主要有以下几类，塑胶壳体、铝型材壳体、钣金壳体、不锈钢壳体等，薄壳是指t/R小于0.05的壳体。

例如，李驾驶员先将发动机从发动机进口10安装金发动机存放腔511的内部，然后在启动发动机进行开始工作，在发动机工作期间，由于飞机在高空中温度较低，会出现很多冰霜，即可以通过控制器505进行控制启动刮刀器504在发动机的上端进行左右移动，对发动机上端冰霜进行刮除，在刮除发动机上端冰霜，发动机外表的温度仍是低温，会影响发动机的正常工作，可以在通过启动内部的加热器506，利用加热器506进行加热，将热能通过上端导热层508和下端导热层507将热能传递给发动机，使发动机升温恢复正常工作。

本实用新型解决现有技术防霜效果较差，会导致飞机在飞行时发动机上的霜冰积累过多，影响发动机正常工作的问题，本实用新型通过上述部件的互相组合，在发动机工作期间，由于飞机在高空中温度较低，会出现很多冰霜，即可以通过控制器进行控制启动刮刀器在发动机的上端进行左右移动，对发动机上端冰霜进行刮除，在刮除发动机上端冰霜，发动机外表的温度仍是低温，会影响发动机的正常工作，可以在通过启动内部的加热器，利用加热器进行加热，将热能通过上端导热层和下端导热层将热能传递给发动机，使发动机升温恢复正常工作，从而不会使发动机温度过低，影响发动机的正常工作。

上显示和描述了本实用新型的基本原理和主要特征和本实用新型的优点,对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。