[发明专利]一种发动机进气道防冰系统及航空发动机

说明书

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。

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，尤其涉及一种发动机进气道防冰系统及航空发动机。

背景技术

航空发动机在高空飞行或者地面条件下存在进气道结冰的可能，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，而且当进气道内冰层脱落时将随气流进入发动机内部，打伤具有很大转速的风扇叶片，造成压气机的机械损伤，甚至整台发动机的破坏，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，需要通过进气道防冰装置实现除冰或者防冰的功能。目前，发动机防冰的热源多采用发动机压气机引出的热气，热气进入进气道前缘的防冰装置后，在沿换热通道的流动过程中，把热量传给进气道前帽罩，使进气道前帽罩防冰表面的温度达到保证表面不结冰的数值。也有采用循环后的热滑油作为冷却介质，经过发动机滑油系统循环的热滑油在回到滑油箱之前被泵入进气道前缘，起到防冰作用。

通常的热气防冰装置直接从高压压气机引气，流过控制活门之后，让热气在进气道前缘换热通道内自由流动，最后从排出口排出，或者采用环形喷气管路，在管路上打一些小孔，通过支架固定在短舱前压舱壁面上，热气通过管路上开的小孔，将热气向一定方向喷出至防冰表面，起到防冰的作用，但由喷气孔定向喷射气流，容易造成防冰表面局部高温，因此，不管上述何种防冰器都存在引气量不可调节以及在换热通道内的热气流动方向和速率不可控的问题，导致换热效率不可控，并且存在由于引气量过大或过小导致烧坏进气道内结构或者防冰效果不理想的可能性。

发明内容

本发明的目的是提出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能够调节热气流动方向，提高发动机进气道的热交换效率，提升防冰效果。

为实现上述目的，本发明提供了一种发动机进气道防冰系统，其包括引气结构、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。

在一优选或可选实施例中，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。

在一优选或可选实施例中，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。

在一优选或可选实施例中，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。

在一优选或可选实施例中，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。

在一优选或可选实施例中，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。

在一优选或可选实施例中，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。