一种引气防冰装置的制作方法

本发明涉及一种引气防冰装置。

背景技术：

航空发动机的结冰位置通常发生在进气道，当发动机在结冰气象条件下工作时，进气道中如短舱、分流环、支板等位置会出现结冰现象，结冰导致进气道气动外形的改变，同时，结冰后的冰脱落可能会破坏发动机内部结构，给发动机带来严重的损害，甚至造成机毁人亡的事故。因此，需要采取合理的防除冰措施以保证飞行安全。

具有笛形管的热气防冰系统已被广泛使用，来自发动机的热气通过引气管路分配到笛形管中，热气通过笛形管上的小孔喷射到需要防护的位置。热气对防冰表面进行加热，使表面温度高于冰点，达到防止结冰的目的。

由于飞机飞行姿态或发动机状态的不同，导致过冷水撞击区域不同，使得结冰区域部完全不同，而传统笛形管结构，仅能通过小孔进行特定位置的喷射，其存在的缺点主要是能量的率用率较低，带来发动机燃油的损失。若采用具有反馈机制的热气防冰系统，则会增大防冰系统的复杂度并增加重量等不利影响。

专利cn104129504b提供了一种用于热气防冰的可调角度的笛形管结构。该结构包含笛形管结构，该笛形管结构包括相互贴合的内管和外管，其中，内管固定，外管通过传动机构与控制电机连接，所述内管和外管上均设有排气孔。电机驱动外管，以规定的角度绕进行转动，调节外管上通气孔同某角度内管通气孔连同，实现对热气喷射角度和方向的控制。专利cn104129504b的结构较为复杂，制造成本较高。

本领域需要一种结构简单的引气防冰装置。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种引气防冰装置，具有结构简单的优点。

为实现所述目的的引气防冰装置，包括设置在由防冰表面限定的防冰腔中的笛形管组件，所述笛形管组件包括内管和外管，所述外管套设在所述内管上；所述外管的内壁与所述内管的外壁可滑动地密封贴合；所述外管开设有第一排气口，所述内管开设有第二排气口；

所述外管还开设有第一进气口，所述内管还开设有第二进气口，所述第二进气口用于与所述第一进气口连通，以将引气引入所述内管；

所述笛形管组件还包括节流板和弹性件，所述节流板位于所述第二进气口的一侧，并且固定在所述内管内以缩小所述内管的流道面积；

其中，所述引气进入所述内管后，从所述节流板的前侧流到所述节流板的后侧，并且被节流，以使得所述节流板的前侧受到的压力大于所述节流板的后侧受到的压力，进而使所述节流板能够对所述内管施加驱动力；

所述弹性件用于提供抵消所述驱动力的弹力，从而使所述内管能够在所述外管的内部的轴向上的不同位置保持平衡，并使所述第一排气口与所述第二排气口具有不同的连通组合。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述内管和所述外管的形状均为适用于发动机短舱防冰以及沿径向分布的发动机防冰零部件的圆环形的管状结构，所述内管能够在所述节流板的带动下沿所述外管的周向滑动。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述笛形管组件还包括引气管，所述引气管包括引气管本体和限位部；所述引气管本体连接在所述第一进气口上，以将所述引气导入所述第一进气口；

所述限位部的一端固定在所述引气管本体上，另一端朝所述内管延伸，穿过所述第二进气口并延伸至所述内管中；

所述限位部用于在所述内管相对于所述外管滑动时与所述第二进气口的内壁抵顶，以对所述内管进行限位。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述笛形管组件还包括弹性件，所述弹性件的两端分别连接在所述节流板和所述限位部上，以对所述节流板和所述限位部分别施加反向的弹力。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述引气防冰装置还包括驱动组件，所述驱动组件包括驱动单元和传动机构，所述传动机构分别连接所述驱动单元和所述节流板，以驱动所述节流板，进而带动所述内管相对于所述外管滑动。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述笛形管组件还包括限位板；所述第二排气口包括沿所述内管和所述外管的轴向延伸的内管排气槽，所述限位板一端固定在所述外管上，另一端朝所述内管延伸，穿过所述内管排气槽并延伸至所述内管中；

所述限位板用于在所述内管相对于所述外管滑动时与所述节流板抵顶，从而对所述内管的滑动进行限位。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述第二排气口还包括内管第一排气孔和内管第二排气孔；所述内管第一排气孔和所述内管第二排气孔分别位于所述内管排气槽的两侧；

所述第一排气口包括外管第一排气孔、外管中部排气孔和外管第二排气孔；所述外管中部排气孔用于与所述内管排气槽连通；所述外管第一排气孔和所述外管第二排气孔分别位于所述外管中部排气孔的两侧；

所述内管第一排气孔和所述内管第二排气孔沿轴向相互交错设置，所述外管第一排气孔和所述外管第二排气孔沿轴向相互对齐设置，以在所述内管相对于所述外管滑动时，所述内管第一排气孔和所述内管第二排气孔能够交替地与所述外管第一排气孔和所述外管第二排气孔分别连通。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述内管和所述外管的形状均为适用于机翼防冰的平直状的管状结构，所述内管能够在所述节流板的带动下沿所述外管的轴向滑动。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述节流板突出于所述内管的内壁的高度为所述内管的内径的1/5至1/2。

所述的引气防冰装置，其进一步的特点是，所述限位部在所述引气管本体的周向上的弧长小于180°。

本发明的积极进步效果在于：引气防冰装置包括设置在由防冰表面限定的防冰腔中的笛形管组件，笛形管组件包括内管和外管，外管套设在内管上；外管的内壁与内管的外壁可滑动地密封贴合；外管开设有第一排气口，内管开设有第二排气口；外管还开设有第一进气口，内管还开设有第二进气口，第二进气口用于与第一进气口连通，以将引气引入内管；笛形管组件还包括节流板和弹性件，节流板位于第二进气口的一侧，并且固定在内管内以缩小内管的流道面积；其中，引气进入内管后，经过节流口从节流板的前侧流到节流板的后侧，并且被节流，以使得节流板的前侧受到的压力大于节流板的后侧受到的压力，进而使节流板能够对内管施加驱动力；弹性件用于提供抵消该驱动力的弹力，从而使内管能够在外管的内部的轴向上的不同位置保持平衡，并使第一排气口与第二排气口具有不同的连通组合。

由于节流板和弹性件的存在，使得本发明提供的引气防冰装置能够根据航空发动机的引气压力作为输入，在航空发动机不同状态下自动调节内管相对于外管的位置，无需额外的动力系统及控制系统，从而具有结构简单的优点。

附图说明

本发明的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得更加明显，其中：

图1为本发明中引气防冰装置的安装位置的示意图，显示了引气防冰装置的一个横截面，还显示了引气管；

图2为本发明中引气防冰装置的结构示意图，显示了引气防冰装置的纵截面的一部分，视角为俯视；

图3为本发明中外管的一部分的示意图，显示了沿图中点划线对齐分布的外管第一排气孔、外管中部排气孔和外管第二排气孔；

图4为本发明中内管的一部分的示意图，显示了沿图中点划线交错分布的内管第一排气孔、内管排气槽和内管第二排气孔；

图5为本发明中引气防冰装置的示意图，显示了内管处于一个位置时引气防冰装置的横截面，其中内管第一排气孔与外管第一排气孔连通；还显示了由图中虚线表示的引气喷入防冰腔的范围和角度；

图6为本发明中引气防冰装置的示意图，显示了内管处于另一个位置时引气防冰装置的横截面，其中内管第二排气孔与外管第二排气孔连通；还显示了由图中虚线表示的引气喷入防冰腔的范围和角度。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

需要注意的是，图1至图6均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。在本发明中，轴向是指内管和外管共有的中心轴线的方向，当内管和外管为环形的管状结构时，该中心轴线也变为圆环状，中心轴线的方向也就变为内管和外管共有的周向。

如图1所示，在一个实施例中，引气防冰装置包括设置在由防冰表面1限定的防冰腔5中的笛形管组件100，笛形管组件100包括内管3和外管2。外管2套设在内管3上；外管2的内壁与内管3的外壁可滑动地密封贴合。如图3、4、5、6所示，外管2开设有第一排气口20，内管3开设有第二排气口30。内管3在外力的作用下可以在外管2的内部沿轴向滑动，内管3在滑动的过程中，第二排气口30与第一排气口20重合，从而相互连通。此时，内管3内的高温引气就能够经由第二排气口30与第一排气口20排出至防冰腔5，实现对防冰表面1的防冰过程。

防冰表面1可以是航空飞行器的发动机的短舱的迎风面，该迎风面为环形，该迎风面限定的防冰腔5也为环形的腔体，此时，内管3和外管2为环形的管状结构，并且在该环形的腔体中延伸。圆环形的管状结构的内管3和外管2还适用于沿径向分布的发动机防冰零部件，如分流环。

防冰表面1还可以是航空飞行器的机翼的迎风面，该迎风面为平直状，该迎风面限定的防冰腔5也为平直状的腔体，此时，内管3和外管2为平直状的管状结构，并且在该平直状的腔体中延伸。

如图2所示(图2中没有显示第二排气口30与第一排气口20)，为了向内管3引入高温的引气f，外管2还开设有第一进气口21，内管3还开设有第二进气口31，第二进气口31用于与第一进气口21连通，以将引气f引入内管3。

为了提供内管3相对于外管2转动的动力，笛形管组件100还包括节流板6和弹性件8，节流板6位于第二进气口31的一侧，并且一端固定在内管3内以缩小内管的流道面积；其中，引气f进入内管3后，从节流板6的前侧流到节流板6的后侧，并且被节流，以使得节流板6的前侧受到的压力大于节流板6的后侧受到的压力，进而使节流板6能够对内管3施加驱动力；弹性件8用于提供抵消驱动力的弹力，从而使内管3能够在外管2的内部的轴向上的不同位置保持平衡，并使第一排气口20与第二排气口30连通。驱动力会随着发动机的工作状态的变化而变化，弹性件8能够自动适应这一变化，以使内管3能够在外管2的内部的轴向上的不同位置保持平衡。

在一个实施例中，如图2所示，节流板6处会形成节流口6a，引气f进入内管3后分为两股，一股通过节流口6a，另一股朝远离节流口6a的方向流动。

在另外一个实施例中，节流板6可以为直肋板、倾斜肋板或者其他形式。节流板6突出于内管3的内壁的高度为内管3的内径的1/5至1/2。在图2所示的实施例中，节流口6a是由节流板6的端面与内管3的内壁限定而成。

由于节流板6和弹性件8的存在，使得本发明提供的引气防冰装置能够根据航空发动机的引气压力作为输入，在航空发动机不同状态下自动调节内管3相对于外管2的位置，从而使得第一排气口20与第二排气口30具有不同的连通组合，进而改变引气喷入防冰腔5的范围和角度，并且无需额外的动力系统及控制系统，从而具有结构简单的优点。

在一个未图示的实施例中，节流板6的形状为圆板状，圆板状的节流板6抵顶内管3的内壁。圆板状的节流板6的中部开设有通孔，该通孔为节流口6a。

如上文所叙述，在一个实施例中，内管3和外管2的形状均为圆环形的管状结构，内管3能够在节流板6的带动下沿外管2的周向滑动。

继续参考图1、2，笛形管组件100还包括引气管4，引气管4包括引气管本体40和限位部41；引气管本体40连接在第一进气口21上，以将引气f导入第一进气口21；限位部41的一端固定在引气管本体40上，另一端朝内管3延伸，穿过第二进气口31并延伸至内管3中；限位部41用于在内管3相对于外管2滑动时与第二进气口31的内壁抵顶，以对内管3进行限位。

参考图2、4，笛形管组件100还包括限位板7；第二排气口30包括沿内管3和外管2的轴向延伸的内管排气槽300，限位板4一端固定在外管2上，另一端朝内管3延伸，穿过内管排气槽300并延伸至内管3中；限位板7用于在内管3相对于外管2滑动时与节流板6抵顶，从而对内管3的滑动进行限位。在图2中，纵截面正好穿过了排气槽300，由于视角原因，排气槽300无法清晰显示。

限位部41和/或限位板7的存在，使得内管3的滑动被限制在一定的范围之内，进而使得第二进气口31能够与第一进气口21保持连通状态。在一个实施例中，限位部41在引气管本体40的周向上的弧长小于180°。

继续参考图2，弹性件8的两端分别连接在节流板6和限位部41上，以对节流板6和限位部41分别施加反向的弹力。弹性件8可以是弹簧，可通过焊接的方式固定，焊接位置需进行打磨，以防止局部凸起增加气动损失。

为确保引气防冰装置的稳定性，引气防冰装置还包括驱动组件900，驱动组件900包括驱动单元90和传动机构91，传动机构91分别连接驱动单元90和节流板6，以驱动节流板6，进而带动内管3相对于外管2滑动。驱动单元90可以为电磁阀。

飞机飞行姿态的不同会导致发动机引气压力和温度的不同，进而会导致节流板6能够对内管3施加驱动力的大小不同。在飞机飞行姿态为设定的范围内时，驱动力的变化也在设定的范围内，因此引气防冰装置能够正常工作，引气冲击区域可以即时改变。

当飞机飞行姿态不在设定的范围内时，驱动力会过大或者过小，导致内管3无法相对于外管2滑动，该引气防冰装置可通过驱动单元90驱动节流板6，进而带动内管3相对于外管2滑动，以达到改变引气冲击区域的效果，从而提高引气防冰装置的环境适应性。

继续参考图3、4、5、6，引气防冰装置的第二排气口30与第一排气口20具有不同的形式及组合方式。具体地，第二排气口30还包括内管第一排气孔301和内管第二排气孔302；内管第一排气孔301和内管第二排气孔302分别位于内管排气槽300的两侧。

第一排气口20包括外管第一排气孔201、外管中部排气孔200和外管第二排气孔202；外管中部排气孔200用于与内管排气槽300连通；外管第一排气孔201和外管第二排气孔202分别位于外管中部排气孔200的两侧。

内管第一排气孔301和内管第二排气孔302沿轴向相互交错设置，外管第一排气孔301和外管第二排气孔302沿轴向相互对齐设置，以在内管3相对于外管2滑动时，内管第一排气孔301和内管第二排气孔302能够交替地与外管第一排气孔201和外管第二排气孔202分别连通。

图5、图6中的虚线表示了引气喷入防冰腔5时的范围和角度。图5、图6中内管3处于沿轴向上的不同的位置，因而使得第二排气口30与第一排气口20具有不同的连通组合，进而改变了引气冲击的范围和角度。

第二排气口30与第一排气口20的形状可以包括圆形、椭圆形、跑道形等。外管2与内管3之间的配合满足一定的同心度要求并保留较小的间隙，以保证内管与外管的装配和相对运动，同时保证仅有少量的气体会通过间隙流出，即保证一定的密封度。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。