专利名称：发动机进气道用热气防冰装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及航空发动机进气道防冰技术，更具体地涉及航空发动机进气道热气防冰系统。
背景技术：
航空发动机进气道结冰是飞机结冰中最危险的情况，它不仅直接导致进气道气动外型的破坏，降低发动机推力，增大飞行负载，而且进气道内冰层一旦脱落，冰块将随气流进入发动机内部，不但会打伤具有很大转速的叶片，造成压气机的机械损伤，甚至对整台发动机造成破坏，直接引发飞行事故。因此，为了保证飞行安全，发动机防冰十分重要。目前，发动机防冰的热源多采用发动机压气机引出的热空气，热空气进入进气道前缘的防冰器后，在沿通道的流动过程中，把热量传给蒙皮，使进气道前缘防冰表面的温度达到确保表面不结冰的数值。通常的热气防冰器由压气机引气，流过控制活门之后，让热空气在进气道前缘换热通道内自由流动，最后从出口排出；或者采用简易环形喷气管路，通过支架固定在短舱前压舱壁面上，热空气通过环形喷气管路上开的小孔，将热气按一定方向喷出至防冰表面，起到防冰的作用。但是，不管上述何种防冰器都没有实现对热空气流向的有效控制，换热效率难以保证。
发明内容
因此,提供一种能够有效控制热空气流向从而提闻换热效率的发动机进气道用热气防冰装置将是有利的。为此，根据本发明的一个方面，提供一种发动机进气道用热气防冰装置，该装置包括:引气管道、环形管道、排气管道、多个支架架和多个导流叶栅，其中，引气管道沿所述进气道延伸用于接收来自发动机压气机的热空气；环形管道具有与所述引气管道相连通的气流入口、与进气道前缘换热通道相连通并邻近其内防冰表面的环形喷气喉部、由所述环形喷气喉部一侧延伸并与所述防冰表面间隔开一预定距离的唇部、以及形成于所述环形管道上与所述气流入口径向对称设置的断口 ；排气管道的一端经由所述环形管道的所述断口与所述换热通道连通，另一端与外界环境或者所述进气道连通用于将已经换热完毕的热空气从换热通道内排出；多个支架安装于所述进气道的短舱前壁面上并用来支撑所述环形管道；多个导流叶栅安装于所述环形管道的所述唇部上并位于所述唇部和所述防冰表面之间从而使热空气顺着进气道前缘的防冰表面流动并在换热通道内呈螺旋状前进。在这一方面，由于环形管道本身的结构以及导流叶栅的设置，从而该防冰装置可以控制热空气的喷出方向，使热空气尽可能地贴合进气道前缘换热通道内的防冰表面流动，并在换热通道内呈螺旋状前进，最大限度地提高换热效率，进而减少来自高压压气机的引气量。优选地，多个导流叶栅相对于所述进气道的径向方向成10° 80°倾斜设置。这样，由环形管道喉部喷出的热空气经由导流叶栅导向分流后，以一定角度贴合防冰表面流动，并在换热通道内螺旋前进，然后通过排气管道排出。优选地，所述多个导流叶栅沿周向均匀分布于所述气流入口和所述断口之间的环形管道上，并且关于所述气流入口和所述断口的中面对称分布。从而，由环形管道喷出的热空气均匀地沿防冰表面分布和流动并最后被排出换热通道。进一步优选地，所述环形管道面向所述支架的一侧设置有滑块，所述支架上形成有滑槽，所述滑块沿着所述滑槽周向上可滑动，以适应环形管道的热膨胀效应。通过参考下面所描述的实施方式，本发明的这些方面和其他方面面将会得到清晰地阐述。
本发明的结构和操作方式以及进一步的目的和优点将通过下面结合附图的描述得到更好地理解，其中，相同的参考标记标识相同的元件:图1为发动机的透视图，其示意性地示出了发动机的外部构造；图2为沿图1所示发动机的纵轴的剖视图，其示意性地示出发动机的内部构造，并为清楚起见去掉了发动机的吊挂；图3为图1所示发动机的短舱进气道的示意性透视图，其示出了根据本发明的一优选实施方式的发动机进气道用热气防冰装置的引气管道和排气管道；图4为根据本发明的上述优选实施方式的发动机进气道用热气防冰装置的示意图，其主要示出了环形管道及支架；图5示出了图4中的热气防冰装置的环形管道在发动机短舱进气道前缘防冰换热通道内的布置方式；图6为安装有图4中的热气防冰装置的发动机短舱进气道的纵向剖视图，示出了热气防冰装置的气流流向；图7为图4中的热气防冰装置部分导流叶栅处的局部放大示意图，示出了在发动机换热通道内螺旋流动的气流；图8为图4中热气防冰装置的气流出口处的局部放大示意图；图9为图4中热气防冰装置的用于连接环形管道和支架的滑块示意图；图10为图4中热气防冰装置的用于支撑环形管道的支架的示意性透视图。
具体实施例方式根据要求，这里将披露本发明的具体实施方式
。然而，应当理解的是，这里所披露的实施方式仅仅是本发明的典型例子而已，其可可体现为各种形式。因此，这里披露的具体细节不被认为是限制性的，而仅仅是作为权利要求的基础以及作为用于教导本领域技术人员以实际中任何恰当的方式不同地应用本发明的代表性的基础，包括采用这里所披露的各种特征并结合这里可能没有明确披露的特征。如图1所示，并结合图2，图1示出了一个发动机100，其通过吊挂110连接在飞行器的机翼下，当然，它也可以连接到飞行器的其他区域。该发动机100具有短舱120，发动机100的纵轴X如图2所示。
再如图1所示，发动机短舱120具有内管壁，其限定了发动机前端进气道150(即短舱进气道)的管道。进气道150的前缘大致形成一个环状体，其沿着一个与纵轴X基本垂直的平面延伸，如图2所示。当然，这里描述的进气道也可以考虑其他的形式。如图3-10所示，根据本发明一优选实施方式的发动机进气道用热气防冰装置包括引气管道10、环形管道20、排气管道30、多个支架40和多个导流叶栅50。如图2、图3和图6所示，引气管道10沿所述进气道150由发动机压气机160向环形管道20延伸，用于将来自压气机160的热空气引导至环形管道20内，优选地，在引气管道10和压气机160之间还设置有引气控制活门60，以便通过控制活门60来控制从压气机160引出的热空气的量。应当理解的是，引气管道10的表面优选包覆有隔热材料层11，以防由于过热而烧坏声衬180 (见图2)，并避免流经的热空气的不必要热散失。如图3所示，引气管道10将从压气机160过来的热空气引入进气道150前缘帽罩190内的环形管道20。如图4所示，并参考图5-9，环形管道20具有与所述引气管道10相连通的气流入口 21 (即环形管道在此处开口与引气管道相连接)、与进气道150的前缘换热通道151相连通并邻近换热通道151内的防冰表面152的环形喷气喉部22、由所述环形喷气喉部22 —侧延伸并与所述防冰表面152间隔开一预定距离SI的唇部23、以及形成于所述环形管道20上与所述气流入口 21径向对称设置的断口 24。需要注意的是，环形管道20的位于所述断口 24处的两个断口端是盲端，例如通过在断口端焊接盲端挡板26来形成盲端。应当理解的是，上述断口 24的设置可以适应环形管道20的热胀冷缩。如图3所示并结合图9，排气管道30的一端在所述环形管道20的所述断口 24位置处与所述换热通道151连通，另一端与外界环境连通用于将已经换热完毕的热空气从换热通道内排出，当然，排气管道30的上述另一端也可以连通至进气道150，从而将换热完毕后排出的空气再排至进气道内。如图4-5、6_8所示，上述导流叶栅50的形状可以为平板或者具有一定的气动外型，可以采用钛合金或者其他高温合金制成。相邻的两个导流叶栅50之间的周向距离可以为Imm 10mm，它们安装于所述环形管道20的所述唇部23上，并位于所述唇部23和所述防冰表面152之间，从而使经由环形管道20的喉部22出来的热空气顺着进气道150前缘的防冰表面152流动并在换热通道内呈螺旋状前进，如图6-7所示。这些导流叶栅50相对于所述进气道150的径向方向倾斜设置，优选相对于进气道的径向方向成10° 80°倾斜设置。这样，由环形管道喉部22喷出的热空气经由导流叶栅导向分流后，会理想地贴合防冰表面152流动，并在换热通道151内螺旋前进，然后通过排气管道30排出。应当理解的是，环形管道20的唇部23和防冰表面152所要间隔开的预定距离理想地在2mm和40mm之间，以便在该间隔内将导流叶栅50安装到唇部23上，例如通过焊接或粘接等方式固定到唇部23上。这些导流叶栅50优选沿周向均匀分布在气流入口 21和所述断口 24之间的环形管道20上，而且理想地，导流叶栅关于所述气流入口 21和所述断口 24的中面对称分布，即:导流叶栅关于短舱进气道150过气流入口 21和所述断口 24的中心连线的半剖面对称，如图4所示。这样，经由导流叶栅50喷出并在换热通道151内螺旋前进最后进入排气管道30的热气流自然会沿着各自的流动路径进行进行热循环，增强了 了与防冰表面152的热交换，从而换热效率比较高。再如图4、图5和图10所示，多个支架40安装于所述进气道150的短舱前壁面153上并用来支撑所述环形管道20，从而将环形管道20安装在短舱前壁面153 (如图5所示)。如图4所最好地显示，为了更好地将环形管道20支撑固定在进气道150的短舱前壁面153上，在环形管道20的气流入口 21附近以及断口 24附近，相邻的两个支架40之间的间距比较小，即，优选在这两个位置处将支架40布置得密集一些，以便使环形管道20得到牢固地支撑；而在其他位置，相邻支架的间距可以相对大一些。例如，在本实施方式中，气流入口21附近以及断口 24附近的相邻两个支架的周向间距可以是20°，其他相邻支架之间周向间距可以是40°。当然，这个间距可以根据实际情况有所变化和调整。图10示意性地示出了单个支架40的结构。所述支架包括固定到所述短舱前壁面153上的支座41和由所述支座41支撑并形成有所述滑槽42的导流支板43。如图6和图7所示，所述导流支板43优选相对于所述进气道151的径向方向倾斜布置，理想地相对于进气道的径向方向成10° 80°倾斜布置，并且其倾斜方向顺着气流在换热通道151内的流动方向，从而更有效地保证换热通道内的气流流动。如图8-10所示，环形管道20与支架40之间的连接固定优选借助于环形管道上的滑块25(图9)与支架上的滑槽42的配合。如图8所示，滑块25可以与环形管道20—体形成，也可以在环形管道20的下方焊接或粘接有该滑块25。滑槽42形成于支架40的导流支板43上，见图10。当支架40将环形管道20支撑固定到短舱前壁面153上时，分布在环形管道20下方的滑块25与支架40上的滑槽42滑动接合，允许滑块25顺着支架上的滑槽42作周向微小滑动，以适应环形引气管20的热膨胀效应。应当理解的是，滑块25也优选关于气流入口 21以及作为气流出口的断口 24的中面对称分布。下面具体描述上述实施方式中发动机进气道用热气防冰装置的工作过程。压气机160内的热空气通过引气控制活门60进入引气管道10(见图2)，并经由引气管道10导入到环形管道20内(见图6)。气流在环形管道20内周向流动的同时，经由环形管道20的喉部22喷出，然后，在导流叶栅50的作用下，以一定角度贴合防冰表面152流动，同时，由于导流支板43顺着气流流向具有一定的倾斜角度，因而导流支板43也对气流具有一定的导流作用，从而气流在由防冰表面152和短舱前壁面153构成的换热通道151内形成大的回旋流。从防冰装置的正面看，回旋流在换热通道151内螺旋前进，直至经由断口 24借助于排气管道30排出至外部环境或进气道150内。当热空气在换热通道151内流动时，其将热量传给蒙皮170，使进气道前缘防冰表面151的温度达到确保表面不结冰的数值。本发明的技术内容及技术特点已揭示如上，然而可以理解，在本发明的创作思想下，本领域的技术人员可以对上述结构和材料作各种变化和改进，包括这里单独披露或要求保护的技术特征的组合，明显地包括这些特征的其它组合。这些变形和/或组合均落入本发明所涉及的技术领域内，并落入本发明权利要求的保护范围。需要注意的是，按照惯例，权利要求中使用单个元件意在包括一个或多个这样的元件。此外，不应该将权利要求书中的任何参考标记构造为限制本发明的范围。
权利要求
1.发动机进气道用热气防冰装置，包括: 引气管道，其沿所述进气道延伸用于接收来自发动机压气机的热空气； 环形管道，其具有与所述引气管道相连通的气流入口、与进气道前缘换热通道相连通并邻近其内防冰表面的环形喷气喉部、由所述环形喷气喉部一侧延伸并与所述防冰表面间隔开一预定距离的唇部、以及形成于所述环形管道上与所述气流入口径向对称设置的断Π ； 排气管道，其一端经由所述环形管道的所述断口与所述换热通道连通，另一端与外界环境或者所述进气道连通用于将已经换热完毕的热空气从换热通道内排出； 多个支架，其安装于所述进气道的短舱前壁面上并用来支撑所述环形管道； 多个导流叶栅，其安装于所述环形管道的所述唇部上并位于所述唇部和所述防冰表面之间。
2.根据权利要求1所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述多个导流叶栅相对于所述进气 道的径向方向倾斜设置。
3.根据权利要求2所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述多个导流叶栅相对于所述进气道的径向方向成10° 80°倾斜设置。
4.根据权利要求3所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，相邻的两个所述导流叶栅之间的周向距离为Imm 10mm。
5.根据权利要求4所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述唇部和所述防冰表面间隔开的所述预定距离为2mm至40mm。
6.根据权利要求5所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述多个导流叶栅沿周向均匀分布于所述气流入口和所述断口之间的环形管道上。
7.根据权利要求6所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述多个导流叶栅关于所述气流入口和所述断口的中面对称分布。
8.根据权利要求7所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述环形管道的位于所述断口处的两个断口端是盲端。
9.根据权利要求1至8任一所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述环形管道面向所述支架的一侧设置有滑块，所述支架上形成有滑槽，所述滑块沿着所述滑槽周向上可滑动。
10.根据权利要求9所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述滑块关于所述气流入口和所述断口的中面对称分布。
11.根据权利要求10所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，在所述气流入口与所述断口附近的两个相邻所述支架的间距相对其他位置的两个相邻所述支架的间距小。
12.根据权利要求11所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述支架包括固定到所述短舱前壁面上的支座和由所述支座支撑并形成有所述滑槽的导流支板。
13.根据权利要求12所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述导流支板相对于所述进气道的径向方向倾斜设置，并且其倾斜方向顺着气流在所述换热通道内的流动方向。
14.根据权利要求13所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述导流支板相对于所述进气道的径向方向成10° 80°倾斜设置。
15.根据权利要求14所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述引气管道表面包覆有隔热材料层。
16.根据权利要求15所述的发动机进气道用热气防冰装置，其特征在于，所述引气管道内远离所述环形管道的一端设有热气控制活门以便于通过所述热气控制活门控制来自发动机压 气机的热气量。
全文摘要
本发明涉及一种发动机进气道用热气防冰装置，属于航空发动机进气道防冰技术领域。本发明的目的是提供一种能够有效控制热空气流向从而提高换热效率的热气防冰装置，该装置包括从压气机引出热空气的引气管道、与引气管道连通的环形管道、将环形管道支撑到进气道短舱前壁面上的多个支架、安装在环形管道的喷气喉部上形成的唇部上用来引导气流的多个导流叶栅、以及将换热通道内的换热后的空气排出的排气管道。该发明使喷出的热空气尽可能地贴合进气道前缘换热通道内的防冰表面流动，并在换热通道内呈螺旋状前进，最大限度地提高换热效率。
文档编号F02C7/047GK103184935SQ201110447988
公开日2013年7月3日 申请日期2011年12月28日 优先权日2011年12月28日
发明者刘永, 郭家良 申请人:中航商用航空发动机有限责任公司