本申请涉及航空发动机防冰,特别涉及一种防冰系统、航空发动机和球阀。
背景技术:
1、结冰对飞行安全的影响极大,尤其对于航空发动机来说,一旦发生结冰,轻则引起发动机进气不畅,降低发动机的工作效率;重则引起发动机熄火,甚至物理损伤,引发严重安全事故。
2、短舱和分流环是航空发动机需要防冰的两个典型部件。相关技术中,短舱和分流环通常各自配备一套防冰装置,两套防冰装置分别从防冰气源引气,对短舱和分流环进行热气防冰,这种情况下,不仅结构复杂,布置困难,而且也难以对短舱和分流环的防冰过程进行耦合控制。
技术实现思路
1、本申请旨在提供一种方便对短舱和分流环进行防冰的防冰系统、航空发动机和球阀。
2、为了实现上述目的,本申请所提供的防冰系统,包括:
3、进气管,用于与防冰气源连通;
4、第一出气管,用于与短舱连通;
5、第二出气管,用于与分流环连通;和
6、球阀,包括阀体和可转动地设置于阀体中的阀芯,阀体上设有进口、第一出口和第二出口,进口与进气管连通,第一出口和第二出口分别与第一出气管和第二出气管连通,阀芯上设有第一通气孔和第二通气孔,第一通气孔和第二通气孔均与进口连通,并在阀芯沿第一方向转动过程中分别与第一出口和第二出口连通,其中,第一通气孔与第二通气孔彼此相对,且第一通气孔的长度大于第二通气孔的长度。
7、在一些实施例中,第一通气孔的通流面积沿第一方向变化。
8、在一些实施例中,第一通气孔的通流面积沿着第一方向线性变化或阶梯性变化。
9、在一些实施例中,第一通气孔包括至少两个孔段,沿着第一方向,至少两个孔段依次连通,且至少两个孔段的通流面积变化,使得第一通气孔的通流面积沿着第一方向阶梯性变化。
10、在一些实施例中,孔段呈矩形。
11、在一些实施例中,第一通气孔包括三个孔段。
12、在一些实施例中,第一通气孔的通流面积沿第一方向增大。
13、在一些实施例中,第二通气孔呈圆形。
14、在一些实施例中,阀芯的与进口相对的壁面上设有至少一个漏气孔。
15、在一些实施例中,阀芯的与进口相对的壁面上设有至少两个漏气孔。
16、另外,本申请所提供的航空发动机,包括短舱、分流环和防冰气源,并且还包括本申请实施例的防冰系统,防冰系统的进气管与防冰气源连通,防冰系统的第一出气管与短舱连通,防冰系统的第二出气管与分流环连通。
17、此外,本申请还提供一种本申请实施例的防冰系统的球阀。
18、基于所设置的球阀,防冰系统将短舱防冰和分流环防冰功能集成于一体,且可以对短舱和分流环的防冰过程进行更符合实际需求的耦合控制,因此,可以基于较简单的结构,方便地对短舱和分流环进行防冰。
19、通过以下参照附图对本申请的示例性实施例进行详细描述,本申请的其它特征及其优点将会变得清楚。
1.一种防冰系统(70),其特征在于,包括:
2.根据权利要求1所述的防冰系统(70),其特征在于,所述第一通气孔(47)的通流面积沿所述第一方向(t)变化。
3.根据权利要求2所述的防冰系统(70),其特征在于,所述第一通气孔(47)的通流面积沿着所述第一方向(t)线性变化或阶梯性变化。
4.根据权利要求3所述的防冰系统(70),其特征在于,所述第一通气孔(47)包括至少两个孔段(49),沿着所述第一方向(t),所述至少两个孔段(49)依次连通,且所述至少两个孔段(49)的通流面积变化,使得所述第一通气孔(47)的通流面积沿着所述第一方向(t)阶梯性变化。
5.根据权利要求4所述的防冰系统(70),其特征在于,所述孔段(49)呈矩形。
6.根据权利要求4所述的防冰系统(70),其特征在于,所述第一通气孔(47)包括三个孔段(49)。
7.根据权利要求1-6任一所述的防冰系统(70),其特征在于,所述第一通气孔(47)的通流面积沿所述第一方向(t)增大。
8.根据权利要求1-6任一所述的防冰系统(70),其特征在于,所述第二通气孔(48)呈圆形。
9.根据权利要求1-6任一所述的防冰系统(70),其特征在于,所述阀芯(42)的与所述进口(43)相对的壁面上设有至少一个漏气孔(4d)。
10.根据权利要求9所述的防冰系统(70),其特征在于,所述阀芯(42)的与所述进口(43)相对的壁面上设有至少两个漏气孔(4d)。
11.一种航空发动机(100),包括短舱(10)、分流环(20)和防冰气源(40),其特征在于,还包括如权利要求1-10任一所述的防冰系统(70),所述防冰系统(70)的进气管(1)与所述防冰气源(40)连通,所述防冰系统(70)的第一出气管(2)与所述短舱(10)连通,所述防冰系统(70)的第二出气管(3)与所述分流环(20)连通。
12.一种如权利要求1-10任一所述的防冰系统(70)的球阀(4)。