CN104329171B - 飞机及其发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞机及其发动机，该发动机包括传动机匣和主滑油泵，主滑油泵的回油腔的出口与传动机匣前缘的防冰流道的进口连接。在本发明的发动机中，主滑油泵的回油腔的出口与传动机匣前缘的防冰流道的进口连接，这样，可以利用发动机中本身的经润滑和冷却零部件升温加热后油液沿其进气道周围流动来补充热量，进而防止发动机的进气道前缘受冷结冰。可见，本发明中的发动机是利用其主滑油泵的回油腔中的油液来对其进气道前缘进行升温、防冰的，这使得该发动机的结构简单、可靠性较高、维护难度较小，且减轻了发动机的重量，提高了发动机的性能。

Description

飞机及其发动机
技术领域
本发明涉及航空防冰领域，更具体地，涉及一种飞机及其发动机。
背景技术
当飞机穿越含有过冷水珠的云层或在有冻雾的地面工作时，飞机中的发动机的进气道前缘容易发生结冰现象，这将阻断发动机的进气道，使发动机不能正常的工作而停车，进而严重降低发动机的性能，从而会影响飞机的飞行安全，使发动机存在潜在的故障。
目前，多种型号的涡轮螺桨发动机采用的防冰系统为热空气或热空气与电加温混合型。热空气在可能会结冰的地方为发动机或动力装置提供表面加温；电加温方式可用来破碎已在各表面上形成的冰。
然而，现有的涡轮螺桨发动机防冰系统的复杂程度高、可靠性差、维护难度较大，且增加了发动机的重量，影响了发动机的性能。
发明内容
本发明旨在提供一种飞机及其发动机，以解决现有技术的发动机的防冰系统结构复杂的问题。
为解决上述技术问题，根据本发明的一个方面，提供了一种发动机，包括传动机匣和主滑油泵，主滑油泵的回油腔的出口与传动机匣前缘的防冰流道的进口连接。
进一步地，防冰流道的出口与发动机的空气分离器连接。
进一步地，防冰流道的两个进口通过管道连通后与主滑油泵的回油腔连接，且防冰流道的两个出口通过管道连通后与空气分离器连接。
进一步地，发动机的压气机的尾端与压气机的进气导向器叶片通过通气管连接。
进一步地，通气管上安装有通断控制阀门。
进一步地，发动机包括防冰开关，防冰开关与通断控制阀门连接，控制通断控制阀门的开启或闭合。
进一步地，通气管上设置有第一支管，第一支管的自由端与传动机匣后缘上的总压测头连接。
进一步地，第一支管设置在通断控制阀门的上游。
进一步地，通气管上设置有第二支管，第二支管的自由端与传动机匣后缘上的感温棒出气管连接。
进一步地，第二支管设置在通断控制阀门的下游。
根据本发明的另一个方面，提供了一种飞机，包括发动机，发动机为上述的发动机。
在本发明的发动机中，主滑油泵的回油腔的出口与传动机匣前缘的防冰流道的进口连接，这样，可以利用发动机中本身的经润滑和冷却零部件升温加热后油液沿其进气道周围流动来补充热量，进而防止发动机的进气道前缘受冷结冰。
可见，本发明中的发动机是利用其主滑油泵的回油腔中的油液来对其进气道前缘进行升温、防冰的，这使得该发动机的结构简单、可靠性较高、维护难度较小，且减轻了发动机的重量，提高了发动机的性能。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1示意性示出了对本发明中的发动机的传动机匣前缘进行加热的结构示意图；以及
图2示意性示出了对本发明中的装于发动机传动机匣后缘的总压测头和感温棒出气管，以及压气机上的进气导向器叶片进行加热的结构示意图。
图中附图标记：10、传动机匣；11、防冰流道；12、总压测头；13、感温棒出气管；14、压力信号器；20、压气机；21、进气导向器叶片；31、通气管；32、第一支管；33、第二支管；34、空气管接头；41、通断控制阀门；42、防冰开关。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。
根据本发明的一个方面，提供了一种发动机，请参考图1和图2，该发动机包括传动机匣10和主滑油泵，主滑油泵的回油腔的出口与传动机匣10前缘的防冰流道11的进口连接。
在本发明的发动机中，主滑油泵的回油腔的出口与传动机匣10前缘的防冰流道11的进口连接，这样，可以利用发动机中本身的经润滑和冷却零部件升温加热后油液沿其进气道周围流动来补充热量，进而防止发动机的进气道前缘受冷结冰。
可见，本发明中的发动机是利用其主滑油泵的回油腔中的油液来对其进气道前缘进行升温、防冰的，这使得该发动机的结构简单、可靠性较高、维护难度较小，且减轻了发动机的重量，提高了发动机的性能。
在本申请中，将发动机中的经零部件润滑和冷却后的油液从主滑油泵回油级抽出来后，送入传动机匣10前缘的防冰流道，使油液冷却的同时供传动机匣10前缘的防冰流道加温防冰，然后流入空气分离器，空气分离后的油液经冷却后流回至主滑油泵的增压级。
优选地，防冰流道11的出口与发动机的空气分离器连接。该防冰流道11的出口与发动机的空气分离器连接，这样，流过防冰流道11的热滑油经过空气分离器的气液分离冷却后再流回发动机的主滑油泵，进而可使主滑油泵中的油液循环地对发动机的进气道加热。
优选地，防冰流道11的两个进口通过管道连通后与主滑油泵的回油腔连接，且防冰流道11的两个出口通过管道连通后与空气分离器连接。这样，可使热滑油同时流入传动机匣10的上、下两个环形油道内，进而对传动机匣10的进气道前缘进行及时、充分地加热。
优选地，发动机的压气机20的尾端与压气机20的进气导向器叶片21通过通气管31连接。在本申请中，发动机的进气导向器叶片21位于压气机20的上游，当感知结冰信号时，通气管31从压气机20的尾端引出热空气，沿进气导向器叶片21的轴颈，与叶片前缘的空腔连接。这样，可以利用压气机20本身的热空气对进气导向器叶片21进行加热，进而可在保证对进气导向器叶片21进行加热的前体下，简化发动机的结构，提高了发动机的性能。
优选地，通气管31上安装有通断控制阀门41。这样，可以通过控制通气管31上的通断控制阀门41引热空气来对进气导向器叶片21进行加热。优选地，通气管31上设置有空气管接头34。利用空气管接头34可以向进气导向器加温接通信号器供气，通过该信号器的接触点，接通信号灯。当发动机的进气导向器结冰时，空气管接头34提供的气流通过信号器的接触点，接通信号灯，发出已经给进气导向器叶片21供气的信号。
优选地，发动机包括防冰开关42，防冰开关42与通断控制阀门41连接，控制通断控制阀门41的开启或闭合。通过设置防冰开关42，可以使工作人员比较容易地控制通断控制阀门41的开启或闭合。在接收到进气导向器叶片21结冰信号后，即时开启阀门，让热空气流入进气导向器叶片21，消融冰层。
优选地，通气管31上设置有第一支管32，第一支管32的自由端与传动机匣10后缘上的总压测头12连接。通过在通气管31上设置第一支管32，可以利用压气机20中的热空气对总压测头12加热，使热空气流至总压测头12，再从总压测头12上的小孔排入进气流中。
优选地，第一支管32设置在通断控制阀门41的上游。这样，可使压气机20中的热空气始终对总压测头12加温。
优选地，通气管31上设置有第二支管33，第二支管33的自由端与传动机匣10后缘上的感温棒出气管13连接。通过在通气管31上设置第二支管33，可以利用压气机20中的热空气对感温棒出气管13加热，使热空气流至感温棒出气管13，再从感温棒出气管13上的小孔排入进气流中。
优选地，第二支管33设置在通断控制阀门41的下游。这样，可以比较方便地控制对感温棒出气管13的加温。
在本申请中，传动机匣10上设置有压力信号器14，当结冰时，安装在传动机匣10的进气道内的压力信号器14(型号为XYF—1A)发出结冰信号，人工地接通进气导向器加温供气电动机构后，通断控制阀门41打开，热空气流进通气管31，然后分为三路：第一路经传动机匣10上的两个进气口流入其环形腔中，再沿叶片轴颈内的两个小孔进入叶片前缘空腔加热叶片，然后由叶片的下端面流入发动机的进气流中；第二路经第一支管32，流至总压测头12，再由总压测头12上的小孔排入进气流中；第三路经第二支管33，使燃油调节器的感温棒出气管13防冰，再从出气管头部小孔排入进气流中。
根据本发明的另一个方面，提供了一种飞机，包括发动机，发动机为上述的发动机。本发明中的飞机的防冰效果良好，飞机的安全性能良好。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种发动机，包括传动机匣(10)和主滑油泵，其特征在于，所述主滑油泵的回油腔的出口与所述传动机匣(10)前缘的防冰流道(11)的进口连接，利用发动机中本身的经润滑和冷却零部件升温加热后油液沿其进气道周围流动来补充热量，进而防止发动机的进气道前缘受冷结冰；
将发动机中的经零部件润滑和冷却后的油液从主滑油泵回油级抽出来后，送入传动机匣(10)前缘的防冰流道，使油液冷却的同时供传动机匣(10)前缘的防冰流道加温防冰；然后流入空气分离器，空气分离后的油液经冷却后流回至主滑油泵的增压级，以使主滑油泵中的油液循环地对发动机的进气道加热。
2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述防冰流道(11)的两个进口通过管道连通后与所述主滑油泵的回油腔连接，且所述防冰流道(11)的两个出口通过管道连通后与所述空气分离器连接。
3.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述发动机的压气机(20)的尾端与所述压气机(20)的进气导向器叶片(21)通过通气管(31)连接。
4.根据权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述通气管(31)上安装有通断控制阀门(41)。
5.根据权利要求4所述的发动机，其特征在于，所述发动机包括防冰开关(42)，所述防冰开关(42)与所述通断控制阀门(41)连接，控制所述通断控制阀门(41)的开启或闭合。
6.根据权利要求4所述的发动机，其特征在于，所述通气管(31)上设置有第一支管(32)，所述第一支管(32)的自由端与所述传动机匣(10)后缘上的总压测头(12)连接。
7.根据权利要求6所述的发动机，其特征在于，所述第一支管(32)设置在所述通断控制阀门(41)的上游。
8.根据权利要求6或者7所述的发动机，其特征在于，所述通气管(31)上设置有第二支管(33)，所述第二支管(33)的自由端与所述传动机匣(10)后缘上的感温棒出气管(13)连接。
9.根据权利要求8所述的发动机，其特征在于，所述第二支管(33)设置在所述通断控制阀门(41)的下游。
10.一种飞机，包括发动机，其特征在于，所述发动机为权利要求1至9中任一项所述的发动机。
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