本实用新型涉及航空发动机除冰技术领域，特别地，涉及一种航空发动机加温机构及加温装置。
背景技术：
目前，在特殊的环境下，航空发动机会发生结冰的情况，结冰情况会给飞行带来困难，严重时甚至会发生飞行事故，现有的航空发动机上一般都会设置电动加温机构，而指示电动加温机构工作的压力开关一般设置在座舱内，所以从电动加温机构与压力开关之间一般通过引气导管连接，以将电动加温机构的空气压力信号反馈到座舱显示面板上。但是因为从发动机到座舱的引气管路较长，且为了保证布局上的美观，引气管路有多处弯曲，这样就会导致电动加温机构的压力开关信号有一定的延迟，而压力开关信号的延迟会给飞行操作带来安全隐患。
因此，亟需设计一种解决压力开关信号延迟问题的发动机加温机构。
技术实现要素：
本实用新型提供了一种航空发动机加温机构及加温装置，以解决现有的发动机加温机构因为引气导管过长而导致压力开关信号延迟的技术问题。
本实用新型采用的技术方案如下：
一种航空发动机加温机构，用于控制发动机除冰的热空气的通断，航空发动机加温机构包括：与压气机连接的用于输送压气机产生的热空气的进气管、设置在进气管上用于控制热空气通断的活门及与发动机连接的用于输送热空气的出气管，出气管上连接有用于监测出气管内压力的压力开关，航空发动机加温机构还包括用于将压力开关的信号反馈至座舱面板的电连接器，电连接器连接压力开关和座舱面板。
进一步地，压力开关经三通接口与出气管连接。
进一步地，航空发动机加温机构还包括用于控制活门通断的活门连杆机构。
进一步地，航空发动机加温机构还包括控制器，控制器连接活门连杆机构，控制器用于发动机发出结冰信号时控制活门连杆机构打开活门，并在发动机解除结冰信号时控制活门连杆机构关闭活门。
进一步地，控制器为电机。
进一步地，航空发动机加温机构还包括用于控制器散热的导气管，导气管连接外接的用于提供冷空气的制冷设备。
进一步地，航空发动机加温机构还包括用于固定压力开关的限位装置。
进一步地，限位装置为固定在电机上的卡环。
根据本实用新型的另一方面，还提供了一种航空发动机加温装置，其包括压气机及与压气机连接的上述航空发动机加温机构。
本实用新型具有以下有益效果：
本实施例的航空发动机加温机构及加温装置，在加温机构的出气管上连接压力开关，通过与压力开关连接的电连接器，及时的将显示加温机构管道内压力的开关信号传递给座舱面板，减少了从发动机到座舱的引气管，解决了现有技术中从发动机到座舱面板因管路弯曲、过长而导致的信号延迟问题，使座舱面板显示的数据更加及时准确，有利于做出正确的飞行操作。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照附图，对本实用新型作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：
图1是本实用新型优选实施例的航空发动机加温机构的结构示意图。
附图标号说明：
10、压气机；20、航空发动机加温机构；21、进气管；22、活门；23、压力开关；24、出气管；25、活门连杆机构；26、控制器；27、导气管；30、发动机。
具体实施方式
需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本实用新型。
参照图1，本实用新型的优选实施例提供了一种航空发动机加温机构20，用于控制发动机除冰的热空气的通断，并将航空发动机加温机构20的信号传递给座舱面板，该航空发动机加温机构20包括：与压气机10连接的用于输送压气机10产生的热空气的进气管21、设置在进气管21上用于控制热空气通断的活门22及与发动机30连接的用于输送热空气的出气管24，出气管24上连接有用于监测出气管24内压力的压力开关23，该航空发动机加温机构20还包括用于将压力开关23的信号反馈至座舱面板的电连接器，电连接器连接压力开关23和座舱面板。
在本实施例中，压力开关23采用的是升压接通开关，当有一定压力的热空气经过压力开关23时，压力开关23打开，电连接器、座舱面板与压力开关23之间的电路接通，电连接器将压力开关23的信号输出给座舱面板，以指示航空发动机加温机构20正在工作。具体工作时，发动机30发出结冰信号，打开活门22，压气机10产生的热空气经活门22流向发动机的进气导向器，给导向器进行加温除冰，当活门22打开时，一部分热空气经出气管24进入压力开关23，此时，与电连接器连通的电路接通，电连接器将压力开关23的信号反馈至座舱面板。本实施例的航空发动机加温机构，集成了压力开关，能及时将航空发动机加温机构的内部空气压力信号反馈至座舱面板，减少了从发动机到座舱的引气管，解决了现有技术中从发动机到座舱面板因管路弯曲、过长而导致的信号延迟。
优选地，压力开关23经三通接口与出气管24连接，压力开关23自带的螺母与三通接口的锥形接管嘴连接，压力开关23与三通接口之间还设有密封垫，防止热空气流出。
该航空发动机加温机构20还包括用于控制活门22开关的活门连杆机构25。在本实施例中，通过活门连杆机构25来控制活门22的打开和关闭。该航空发动机加温机构20还包括控制器26，控制器26连接活门连杆机构25，用于控制活门连杆机构25的动作。发动机30发出结冰信号时控制器26控制活门连杆机构25打开活门22，发动机30解除结冰信号时控制器 26控制活门连杆机构25关闭活门22。在本实施例中，控制器26为电机，通过电机来控制活门连杆机构25的运动，以进一步控制活门22的开关。
优选地，该航空发动机加温机构20还包括用于给控制器26散热的导气管27。在本实施例中，导气管27连接用于提供冷空气的制冷设备，用于电机的散热。
可选地，该航空发动机加温机构20还包括用于固定压力开关23的限位装置。在本实施例中，限位装置为焊接在电机上的卡环，利用卡环固定集成开关，防止在工作过程中松动。
本实施例的航空发动机加温机构20的工作原理为：当发动机30发出结冰信号时，人工控制打开航空发动机加温机构20，电机控制活门连杆机构25打开活门22，压气机10产生的热空气通过活门22流向发动机进气导向器，给进气导向器叶片加温，同时一部分热空气流经压力开关23，接通电路，同时电连接器将压力开关23的信号传递给座舱面板，指示航空发动机加温机构20已打开，发动机30除冰工作正在运行。
本实施例还提供一种航空发动机加温装置，其包括压气机10及与压气机10连接的上述航空发动机加温机构20，在发动机30发出结冰信号时，通过航空发动机加温装置为发动机 30除冰。
通过以上的描述可以得知：本实用新型的航空发动机加温机构，在加温机构的出气管上连接压力开关，通过与压力开关连接的电连接器能够及时的将加温机构内部的空气压力信号反馈至座舱显示面板，减少了从发动机到座舱的引气管，解决了现有的发动机到座舱由于引气管路过长或管路弯曲而导致的信号延迟问题，使座舱面板显示的数据更加及时准确，有利于做出正确的飞行操作。
以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。