端的排气管排气口 11连通发动机进气道内或者短舱蒙皮26外。
[0060]如图3所示，防冰温度传感器19安装于进气道前帽罩I的内壁面上，靠近换热通道排气口 21的位置。如图7所示，防冰温度传感器19通过电缆24与控制器18连接，将温度信号传输给控制器18。
[0061]如图3、图7、图8所示，防冰温度传感器19贴合进气道前帽罩I的防冰表面安装于换热通道排气口 21的附近，防冰温度传感器19检测防冰表面温度，并通过电缆24传输温度信号至控制器18 ;控制器18接收防冰表面温度信号，并通过其内部的逻辑算法计算出合适的从高压压气机25的引气量大小，向防冰放气活门20发出指令,将控制信号传输给防冰放气活门20，从而调整防冰放气活门20的开口大小，从而调节从高压压气机25的引气量，使引气量最小。
[0062]如图2所示，热气由引气管2引入到集气腔8内，通过喷气孔10向换热通道3内均匀喷出，热气在换热通道3内周向运动时，遇到旋流器9后在旋流器叶片12的作用下开始旋转前进，热气在换热通道3内周向螺旋前进进行换热，换热完毕后到达换热通道排气口 21，通过排气管14的排气管排气口 11排入到发动机进气道内或者短舱蒙皮26外。
[0063]本发明提供的发动机进气道防冰系统的工作过程为:
[0064]由防冰温度传感器19检测防冰表面温度信号，当需要防冰时，控制器18指令防冰放气活门20打开，热气流入引气管2内，热气由引气管2进入集气腔8，然后从集气腔8两侧壁上的喷气孔10均匀稳定地向换热通道3内喷出。换热通道3内的热气流经旋流器9时，在旋流器叶片12的作用下实现旋转，在换热通道3内螺旋前进。
[0065]本发明能根据防冰条件控制热气的流量大小，并使热气在换热通道3内周向螺旋如进，提闻了换热效率，减小引气量。
[0066]上述示意性实施例中，消音衬垫22设置在发动机进气道内壁，用于降低发动机进气道的噪音。
[0067]上述示意性实施例中，控制器18可以为发动机电子控制器。
[0068]上述示意性实施例中，集气腔8可以采用高温合金或者其他耐高温材料制造；旋流器9可以采用高温合金或者其他耐高温材料制造。
[0069]本发明提供的发动机进气道防冰系统可以应用在航空发动机上。
[0070]本发明提供给的航空发动机，包括上述任一实施例中的发动机进气道防冰系统。
[0071]如图9所示，本发明提供的航空发动机的发动机进气道进口 27位于发动机前端，航空发动机通过吊挂28安装于飞机机翼下。
[0072]如图10所示，热气从高压压气机25引出，流经防冰放气活门20，进入引气管2，再进入换热通道3内螺旋前进进行换热，直至换热完毕经换热通道排气口 21排出，能够有效对发动机的进气道进行防冰。
[0073]最后应当说明的是:以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解:依然可以对本发明的【具体实施方式】进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。
【主权项】
1.一种发动机进气道防冰系统，其特征在于:包括引气结构、换热结构和排气结构，所述换热结构内设置有数个导流装置，通过所述引气结构引入的热气进入所述换热结构，并通过所述换热结构内的所述导流装置进行导流，使热气在所述换热结构内螺旋前进，换热后，通过所述排气结构排出。2.如权利要求1所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述换热结构包括由进气道前帽罩和短舱前壁面共同构成的换热通道。3.如权利要求2所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述换热通道内设置有集气腔，通过所述引气结构引入的热气首先进入所述集气腔内，然后通过所述集气腔进入所述导流装置。4.如权利要求3所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述集气腔的第一侧部和第二侧部相对设置，第三侧部和第四侧部对称设置；所述第一侧部设置在所述短舱前壁面上，且与所述短舱前壁面紧密贴合，所述第二侧部与所述进气道前帽罩的内壁面紧密贴合，所述第一侧部上还设置有用于与所述进气结构连接的进气口，所述第三侧部和第四侧部的侧壁面上均设置有喷气孔。5.如权利要求4所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述集气腔关于发动机进气道的中面对称，所述换热通道上与所述排气结构连通的排气口与所述集气腔的位置相对，所述排气口也关于发动机进气道的中面对称，所述排气口距离所述集气腔的第三侧部和第四侧部上设置的所述喷气孔的周向距离一致。6.如权利要求2所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述导流装置为旋流器，所述旋流器设置在所述换热通道内。7.如权利要求6所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述旋流器的第一侧部和第二侧部相对设置，所述第一侧部设置在所述短舱前壁面上，且与所述短舱前壁面紧密贴合，所述第二侧部与所述进气道前帽罩的内壁面紧密贴合。8.如权利要求7所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述旋流器包括旋流器框架，以及设置在所述旋流器框架内的旋流叶片。9.如权利要求2所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述引气结构包括引气管，所述引气管分别与短舱后壁面和所述短舱前壁面固定连接，通过所述引气管引入的气流进入所述换热通道。10.如权利要求2所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述排气结构包括排气管，所述排气管分别与发动机进气道内壁面和所述短舱前壁面固定连接，所述排气管的一端连通所述换热通道，另一端连通发动机进气道内或短舱蒙皮外。11.如权利要求4所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述喷气孔的直径范围为 0.2mm ?8mm η12.如权利要求1?11任一项所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述换热通道内还设置有防冰温度传感器，所述防冰温度传感器设置在靠近所述排气结构的位置，所述防冰温度传感器电连接控制器，所述控制器电连接引气量调节机构，所述引气量调节机构设置在所述引气结构内。13.如权利要求12所述的发动机进气道防冰系统，其特征在于:所述引气量调节机构为防冰fe制活门。14.一种航空发动机,其特征在于:包括如权利要求1?13任一项所述的发动机进气道防冰系统。
【专利摘要】本发明涉及一种发动机进气道防冰系统及航空发动机，其中，发动机进气道防冰系统包括引气结构、换热结构和排气结构，所述换热结构内设置有数个导流装置，通过所述引气结构引入的热气进入所述换热结构，并通过所述换热结构内的所述导流装置进行导流，使热气在所述换热结构内螺旋前进，换热后，通过所述排气结构排出。本发明通过设置导流装置对引入的热气进行导流，调节热气流动方向，使热气在换热结构内螺旋前进，加快了热气与防冰表面的热交换，提高了换热结构内的换热效率，减少了防冰引气量。
【IPC分类】F02C7/047
【公开号】CN105508054
【申请号】CN201410487332
【发明人】刘永, 岳腾
【申请人】中航商用航空发动机有限责任公司
【公开日】2016年4月20日
【申请日】2014年9月23日