[发明专利]一种发动机防冰系统

说明书

本发明公开了一种发动机防冰系统。所述发动机防冰系统包括：整流支板，整流支板包括第一腔、第二腔以及第三腔，所述第一腔、第二腔以及第三腔相邻设置，整流支板的第二腔以及第三腔上设有排气孔；整流帽罩，整流帽罩与所述整流支板连通，所述整流帽罩内设置有分隔板，所述分隔板将整流帽罩分隔成第一分隔腔以及第二分隔腔，第一分隔腔与第二分隔腔相互连通，第一分隔腔与第一腔连通，第二分隔腔分别与第二腔、第三腔连通。本发明的发动机防冰系统采用管流换热方式进行防冰，热气温度高、流量大，保证了整流支板支板前缘及整流支板第一腔侧壁的换热系数及整个整流支板第一腔从顶部到底部的换热效果。

技术领域

本发明涉及发动机防冰技术领域，特别是涉及一种发动机防冰系统。

背景技术

当飞机在温度低于零度和小马赫数条件下飞行时，由于空气中存在过冷水滴，会使发动机进口整流支板和整流帽罩表面结冰。整流支板和帽罩结冰会改变支板和帽罩的气动外形，导致气动性能下降，同时支板结冰会减小气流的进气面积。此外，支板和帽罩的积冰脱落可能会打伤或损坏发动机核心部件，对发动机的性能和飞行稳定性产生极大的影响。因此需要对发动机进口整流支板和帽罩进行防冰结构设计。

现有技术中，发动机防冰系统采用的热气防冰方法主要是从发动机压缩部件引热气进入防冰支板后腔，一部分热气由支板后腔流入前腔，对支板前腔进行冲击换热并由异形防冰孔排出；另一部分热气对支板后腔进行加热后流入帽罩，对帽罩进行加热后经帽罩排气孔排出。

该防冰方法存在以下不足：一、由于整流支板内腔结构的特殊性，冲击孔距离冲击靶面较远，而冲击换热系数的大小受冲击孔与冲击靶面距离的影响较大，因此无法保证冲击换热达到最优的加热效果；二、由于防冰孔的结构为异形，导致防冰孔表面完整性降低，可能会造成安全隐患；三、由于大部分热气经支板前腔排出，只有小部分的热气流入帽罩，且进入帽罩的热气温度较低，势必会造成帽罩防冰能力欠佳。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种发动机防冰系统来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供了一种发动机防冰系统，所述发动机防冰系统包括：整流支板，所述整流支板包括第一腔、第二腔以及第三腔，所述第一腔、第二腔以及第三腔相邻设置，所述整流支板的中腔以及后腔上设有排气孔；整流帽罩，所述分隔板将所述整流帽罩分隔成第一分隔腔以及第二分隔腔，所述第一分隔腔与所述第二分隔腔相互连通，所述第一分隔腔与所述第一腔连通，所述第二分隔腔分别与所述第二腔、第三腔连通；其中，所述第一腔包括进气口以及出气口，所述第二腔包括进气口、所述第三腔包括进气口、所述第一分隔腔包括进气口以及出气口、所述第二分隔腔包括进气口以及出气口；所述第一腔的进气口用于使热气进入；所述第一分隔腔的进气口用于使自所述第一腔的进气口进入并自所述第一腔的出气口流出的热气进入；所述第二分隔腔的进气口用于使自所述第一分隔腔的进气口进入并自所述第一分隔腔的出气口流出热气进入；所述第二腔的进气口用于使自所述第二分隔腔的进气口进入并自所述第二分隔腔的出气口流出的热气进入；所述第三腔的进气口用于使自所述第二分隔腔的进气口进入并自所述第二分隔腔的出气口流出的热气进入。

优选地，所述发动机防冰系统进一步包括防冰引气管。

优选地，所述第一腔内设置有温度传感器。

优选地，所述第一分隔腔内设置有温度传感器。

优选地，所述第一腔与所述第二腔共用一个腔壁，所述第二腔与所述第三腔共用一个腔壁。

优选地，所述第二腔内设置有扰流板。

优选地，所述第三腔内设置有扰流板。