[实用新型]一种航空发动机用自加热防冰系统

说明书

本实用新型属于航空发动机技术领域，尤其为一种航空发动机用自加热防冰系统，包括燃气轮机进口和燃气轮机进口上设置的自加热防冰系统，所述燃气轮机进口包括风扇盘、风扇和进气锥，所述风扇盘上设置有风扇，所述风扇上设置有进气锥，所述自加热防冰系统包括电磁铁、感应线圈和热元件，所述电磁铁的四周设置有感应线圈，所述电磁铁的一侧设置有热元件，所述风扇上位于热元件的外部设置有防护包件,本实用新型在使用的过程中，通过风扇上位于热元件的外部设置有防护包件可对热元件进行外部防护，防止雨水冲蚀和风风蚀对热元件造成破坏，使用效果较佳，从而便于热元件的安全使用，进而便于自加热防冰系统的更好使用。

技术领域

本实用新型属于航空发动机技术领域，具体涉及一种航空发动机用自加热防冰系统。

背景技术

在航空领域中，飞机在有过冷水滴、冰晶及雪花的大气层中飞行时，发动机的零部件、特别是进气部件前缘很可能发生结冰现象，在发动机和飞机振动的作用下，结冰层可能会脱落进入压气机而损伤发动机零部件，造成机械事故，一般的发动机进口帽罩采用结构防冰或压气机引气防冰，这样做会减少发动机的进气量，降低发动机效率，而且也有可能污染环境，或者，采用通电加热的方式能够提高发动机进口易结冰部件的表面温度，从而抑制结冰，但是，这种方式需要消耗数量可观的电能，同时，在发动机本体只有附件传动装置中设有电机，该电机距发动机的进口，即易结冰部位的距离太远，需要通过中介机匣、增压级转静子叶片、鼓筒、风扇盘、轴等一系列发动机关键件及重要部件，而且导线缠绕容易对发动机的安全造成危害。

现有技术中，公开号为CN207111247U的中国实用新型专利公开了一种航空发动机自加热防冰系统，该实用新型中航空发动机自加热防冰系统利用电磁感应原理，采用发动机冷端部件的自发电形成热源，再将产生的电流输送至发动机中易结冰部件，从而提高其表面温度，实现了防冰目的，与现有防冰方式相比，该实用新型航空发动机自加热防冰系统不借助外部能源，不影响发动机效率且绿色环保。

然而，现有的航空发动机自加热防冰系统在使用的过程中还存在以下的不足：航空发动机自加热防冰系统包括电磁铁、感应线圈和多个热元件，将电磁铁和感应线圈固定在航空燃气轮机进口内，并且将热元件铺设在航空燃气轮机进口内，使得感应线圈与电磁铁形成自发电装置，从而产生感应电流，对热元件进行加热防冰，其中，热元件在铺设完毕后在其表面包裹一层胶层来防止雨水冲蚀和风风蚀对热元件造成破坏，而通过胶层包裹的方式对热元件进行防护，存在防护效果不佳的问题，当热元件上发热后其表面包裹的一层胶层易于受热变性而脱落，从而难以保证热元件的防护效果，使用效果不佳。

实用新型内容

为解决现有技术中存在的上述问题，本实用新型提供了一种航空发动机用自加热防冰系统，具有固定稳定和防护便捷的特点。

为实现上述目的，本实用新型提供如下技术方案：一种航空发动机用自加热防冰系统，包括燃气轮机进口和燃气轮机进口上设置的自加热防冰系统，所述燃气轮机进口包括风扇盘、风扇和进气锥，所述风扇盘上设置有风扇，所述风扇上设置有进气锥，所述自加热防冰系统包括电磁铁、感应线圈和热元件，所述电磁铁的四周设置有感应线圈，所述电磁铁的一侧设置有热元件，所述风扇上位于热元件的外部设置有防护包件。

作为本实用新型的一种航空发动机用自加热防冰系统优选技术方案，所述防护包件包括防护包条、U形卡、防滑齿和压边，所述防护包条的内部固定连接有若干个U形卡，所述U形卡的内壁四周一体成型有若干个防滑齿，所述防护包条的底端两侧均一体成型有压边，所述热元件与U形卡相互卡合且与热元件与风扇相互接触。

作为本实用新型的一种航空发动机用自加热防冰系统优选技术方案，所述防护包件还包括豁槽、增磨凸、胶层和硅脂封层，所述压边的底端开设有豁槽，所述压边的底端一体成型有若干个增磨凸，所述压边的底端设置有胶层且压边的底端通过胶层与风扇粘合连接，所述压边的一侧设置有硅脂封层且压边的一侧通过硅脂封层与风扇固定连接。

作为本实用新型的一种航空发动机用自加热防冰系统优选技术方案，所述硅脂封层与胶层相互接触且均与增磨凸固定连接。