[实用新型]一种发动机唇口电热防冰系统

说明书

技术领域

本实用新型属于航空发动机领域，特别是涉及到一种发动机唇口电热防冰系统。

背景技术

国内外绝大多数的飞机发动机唇口防冰均采用的是气热防冰方式，即从发动机引来高温高压气体直接通入唇口防冰腔内。但是，结合目前某种无人机的情况，由于受到发动机引气能力的限制，引气的温度和压力较低，加热能力远远不足，无法进行唇口防冰。

发明内容

发明目的：提供一种发动机唇口电热防冰系统，具有使用电加热的方式达到发动机唇口完全蒸发防冰的效果。

技术方案

一种发动机唇口电热防冰系统，在发动机唇口内侧的防冰区域1分布有若干个电热组件2及一个温度继电器3，所述电热组件2包括控制电路201以及分别与其电连接的温度传感器202和若干个电加热片203，所述温度传感器202位于电加热片203之间感受电热组件2加热后的唇口温度并反馈到控制电路201，所述温度继电器3与上位机4连接。

所述电热组件2为根据发动机唇口外周热流分布不同非均匀分布。

有益效果

本实用新型一种发动机唇口电热防冰系统有效的解决了唇口气热防冰技术无法达到的领域，弥补了该领域的不足；本实用新型完全使用电源作为能量源，在发动机引气条件不具备的状态下，减小了发动机的负担；不需要以往长距离的从发动机压气机端引气，避免了有可能出现的高温高压气体泄漏；同时，减少了一系列系统导管，进而减轻了整机的重量；本实用新型通过有效的温度闭环控制，实现一种发动机唇口电热防冰，逻辑更加简单，简化了系统的设计。

附图说明

图1是本实用新型结构示意图；

图2是一种发动机唇口电热防冰系统原理图。

其中，1-防冰区域，2-电热组件，201-控制电路，202-温度传感器，203-电加热片，3-温度继电器，4-上位机。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步详细描述，请参阅图1与图2。

如图1所示，一种发动机唇口电热防冰系统，在发动机唇口内侧的防冰区域1分布有若干个电热组件2及一个温度继电器3和上位机4。其中，所述温度继电器3与上位机4直接连接。参见图1中的局部放大图，所述电热组件2包括控制电路201以及分别与其电连接的温度传感器202和若干个电加热片203，所述温度传感器202位于电加热片203附近唇口区域感受电热组件2加热后的唇口温度通过控制电路201反馈到上位机4。所述电热组件2为根据发动机唇口外周热流分布不同非均匀分布。

如图2所示，发动机唇口电热防冰系统的原理在于：由上位机4采集分布在防冰区域1的温度传感器202的温度信号，结合当前的飞行状态进行内部解算后，将控制指令通过控制电路201驱动电加热片203进行加热控制；为防止过热，在防冰区域1内侧设置温度继电器3，当温度一旦达到危险值，温度继电器将自动切断加热。

防冰区域1即为发动机唇口，是指发动机进气道前缘的部分，在任何飞机上都要求该部分在全程飞行中不允许结冰。该部分迎风面外形比较复杂，其材料选用铝合金7050-T7451-AMS4050H。因为其特殊的位置与功能，决定发动机唇口为重要件。

一种发动机唇口电热防冰系统的设计首要考虑发动机唇口的有效防冰。该系统主要由若干个电热组件2及一个温度继电器3和上位机4组成。

电热组件2包括控制电路201以及分别与其电连接的温度传感器202和若干个电加热片203。

控制电路201用于传输温度反馈信号与加热信号。

温度传感器202采用PT1000电阻，因为防冰区域非常狭窄，因此采用小型化的温度传感器，整体体积仅仅为Φ3mm×7mm；在唇口上共分布共8个，安装在防冰区域唇口内侧电加热片附近的区域。