CN106321244B - 基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置及方法，航空发动机防冰装置包含温度传感器、射流激发器、笛形管、引气管路和控制器；温度传感器设置在航空发动机进气唇口的内壁上；笛形管设置在航空发动机进气唇口的空腔中；射流激发器包含气缸、火花塞、进气导管、高压放电器、电磁阀和电磁阀控制器；控制器分别和温度传感器、高压放电器、电磁阀控制器电气相连，用于根据温度传感器的感应信息控制高压放电器、电磁阀控制器工作。工作时，火花塞放电加热射流激发器内的气体，产生高温高速的射流冲击发动机进气唇口，进而达到抑制其表面结冰或者除去其表面冰瘤的效果。本发明结构简单，对发动机进气唇口的除/防冰效果极佳。

Description

基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置及方法

技术领域

本发明涉及航空发动机进气唇口防冰技术，具体涉及一种基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置及方法。

背景技术

飞机在结冰气象条件下飞行时，机翼和发动机等部件的迎风面会发生结冰现象，结冰会严重危及对飞机的飞行安全。作为吸气部件，发动机进气唇口发生结冰时，它给发动机的稳定、有效运行甚至飞机的飞行安全带来很大的危害，主要体现在以下几个方面:

(1)气动性能恶化,发动机吸气部件的结冰会导致这些部件气动性能的恶化，如速度场发生畸变、气流发生局部分离，甚至引起压气机叶片的振动；

(2)发动机推力减小,发动机吸气部件结冰减小了气流的流通面积，使进入发动机的空气流量减小，进而导致发动机的推力减小；

(3)冰脱落对发动机造成损害,脱落的冰会随着气流进入发动机的内部，撞击具有很大转速的风扇或压气机叶片，造成发动机的机械损伤。

因此，对发动机进行除冰是十分必要的。

目前飞机发动机防/除冰的设备分为两大类:防冰系统与除冰系统。防冰系统的作用是防止飞机和发动机部件上结冰，它采用热空气(压气机引出)、电加热或冰点低的特殊液体等方法来实现防冰。除冰系统是在飞机部件上结少量的冰时，周期地把冰除去的系统，采用膨胀管、电脉冲、电热等方式来除冰。在允许结少量冰的部位可采用除冰系统。

但是，这两种防/除冰方式均有各自的缺点。首先，对于防冰系统，为了保证发动机在给定转速下的推力，就必须自动增大燃油比流量。一方面增大了燃油的消耗量，另一方面还会使涡轮前的燃气温度增加，涡轮寿命降低，甚至可能烧坏涡轮。发动机防冰系统上作通常要求从发动机内引气，发动机性能可能因此而变坏。其次，对于除冰系统，除冰期间会消耗发动机大量的能量，这使得除冰系统只能在短时间内工作，不能持续的对航空发动机进行防/除冰工作。

前人对航空发动机进气唇口的防冰工作展开了大量的技术尝试。

北京航空航天大学等公开了一种具有与防冰壁面共形的航空发动机热气防冰腔装置(专利号：CN201410298494.6)。该防冰腔装置包括有防冰腔接口件、密封件、支撑件、防冰腔端盖、整流隔板和整流钉。整流隔板置于防冰腔外壁与防冰腔内壁之间，使防冰腔室分离为三个腔室。布置在整流隔板上的销钉阵列，可以扰动第三腔室内防冰热气的流动，增加热气流动的湍流度，从而强化热气和防冰壁面的对流换热性能。刘永公开了一种发动机进气道防冰系统(专利号: CN201410100780.7)。系统包括换热通道、引气管、环形分气管和排气管。环形分气管设置在换热通道中，在环形分气管上设有开孔，引气管的靠近进气道的进口的一端与开孔相连接。其中，环形分气管具有喉部和唇口，唇口沿向着进气道的进口方向延伸，在唇口上安装有可调节的导流叶栅，可调节的导流叶栅与进气道的中面成一定角度，并由驱动机构来调节导流叶栅的该角度。陈俊公开了一种进气道防冰装置及民用涡扇发动机(专利号：CN201210496822.4)。它利用引气结构获取外部的环境空气，并通过内部换热结构将低温的环境空气与风扇舱内的待换热部件进行热量交换，加热后的空气再被引入气流加热结构来对进气道唇口进行加热，从而满足发动机进气道的防冰需求。中航商用发动机公司公开了一种发动机进气道用热气防冰装置(专利号：CN201110447988.2)。它的目的是提供一种能够有效控制热空气流向从而提高换热效率的热气防冰装置该装置包括：从压气机引出热空气的引气管道、与引气管道连通的环形管道、将环形管道支撑到进气道短舱前壁面上的多个支架、安装在环形管道的喷气喉部上形成的唇部上用来引导气流的多个导流叶栅、以及将换热通道内的换热后的空气排出的排气管道。该发明使喷出的热空气尽可能地贴合进气道前缘换热通道内的防冰表面流动，并在换热通道内呈螺旋状前进，最大限度地提高换热效率。美国联合技术公司公开了一个航空发动机防冰系统(专利号:US2016/0167792 A1)。它包括一个空腔，该空腔具有一个用于结冰的外表面和一个通过管道向腔体内部提供热空气的气源。该系统在发动机表面安装多个温度传感器，用于测量和检测相关表面的温度进而判断其结冰情形。系统控制器与每一个温度传感器通信。该控制器根据温度传感器的输出来判断每一个温度传感器是否故障。

罗尔斯-罗伊斯公司公布了一种飞机和飞机发动机短舱除冰装置(专利号：US8480032 B2)。该装置在飞机和飞机发动机短舱安装了除冰装置。与发动机短舱在入口处设置环形通道，该通道引入热空气。至少一个油冷却器安装在发动机舱内部。与加热气流离开油冷却器通过穿过空气通道。Nuria Llamas Castro公开了用于除冰的飞机推进装配进气唇口电路(专利号：US 2016/0114898 Al)。它包括一个环绕的机舱，环形进气唇口，航空发动机。发动机动力组件还包括一个电路元件的发动机润滑涡轮和进气道唇口除冰电路，其特征在于所述的融冰电路包括一个热交换器和电路。润滑回路提供多个除冰通道，它延伸到进气唇传热流体的次级电路。

对于航空发动机唇口，结冰面积大，气动型面复杂，这意味着防冰系统需要从发动机压气机端引入大量的气体，这势必会使得发动机内部工况恶化，发动机输出功率下降。因此，寻找一种能利用最少的发动机引气实现最大面积的航空发动机唇口防/除冰效果的方案成为最近的研究热点。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是为了克服现有的航空发动机唇口防/除冰时需要从发动机压气机端引入大量的气体、从而造成发动机工作环境恶化的问题，提出了一种电火花强化射流的防冰装置及方法，利用火花塞高压放电的瞬时能量输入流体以及电磁阀阀芯的通断控制流体的通断来强化和提高射流的速度和温度，进而提高射流冲击壁面的换热效果。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置，包含温度传感器、射流激发器、笛形管、引气管路和控制器；

所述温度传感器设置在航空发动机进气唇口的内壁上，用于感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

所述笛形管设置在航空发动机进气唇口的空腔中，其上设有一个进气口和若干用于将射流喷射到航空发动机进气唇口内壁上的通孔；

所述射流激发器包含气缸、火花塞、进气导管、高压放电器、电磁阀和电磁阀控制器；其中，所述气缸上设有用于喷出射流的孔口，所述孔口与所述笛形管的进气口相连；所述进气导管一端与所述气缸导通，另一端通过所述引气管路与航空发动机的压气机引气口相连；所述火花塞设置在气缸中，其正极和负极与高压放电器相连，用于在所述气缸内放电；所述电磁阀设置在进气导管中，用于控制进气导管的导通和隔断；所述电磁阀控制器用于控制电磁阀的开合；

所述控制器分别和温度传感器、高压放电器、电磁阀控制器电气相连，用于根据温度传感器的感应信息控制高压放电器、电磁阀控制器工作。

作为本发明基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置进一步的优化方案，所述笛形管通过两个支撑肋片固定在航空发动机进气唇口的内壁上，进而处于航空发动机进气唇口的空腔中。

作为本发明基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置进一步的优化方案，所述气缸呈空心圆柱状，所述孔口设置在气缸一个圆面的圆心上；

所述火花塞的正极呈圆柱状、负极呈圆环状，火花塞的负极环绕在其正极外，火花塞正极的底部、火花塞负极的底部通过绝缘的衬底相互固定，且所述火花塞负极通过两个支撑肋板固定在所述气缸的内壁上，进而使得火花塞处于气缸的腔体中；

所述火花塞的正极、火花塞的负极、气缸的轴线处于同一条直线上；

所述进气导管穿过气缸另一个圆面的圆心和气缸导通。

本发明还公开了一种该基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置的控制方法，包含以下步骤：

步骤A.1），温度传感器感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

步骤A.2），控制器判断航空发动机进气唇口内壁上的温度是否小于预设的温度阈值；

步骤A.2.1），如果航空发动机进气唇口内壁上的温度小于预设的温度阈值；

步骤A.2.1.1），控制器控制高压放电器工作，使得火花塞放电，同时控制电磁阀保持全开，使得孔口处产生火花能量强化连续性射流；

步骤A.2.1.2），火花能量强化连续性射流通过笛形管上的通孔喷射到航空发动机进气唇口的内壁上，进行除冰。

本发明还公开了另一种该基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置的控制方法，包含以下步骤：

步骤B.1），温度传感器感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

步骤B.2），控制器判断航空发动机进气唇口内壁上的温度是否小于预设的温度阈值；

步骤B.2.1），如果航空发动机进气唇口内壁上的温度小于预设的温度阈值；

步骤B.2.1.1），控制器控制电磁阀按照预设的频率阈值间断开合，且在电磁阀全开时控制高压放电器工作使火花塞放电、在电磁阀闭合时控制高压放电器停止工作使火花塞停止放电，使得孔口处产生火花能量强化脉冲射流；

步骤B.2.1.2），火花能量强化脉冲射流通过笛形管上的通孔喷射到航空发动机进气唇口的内壁上，进行除冰。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

通过射流激发器使得射流的温度和速度得到提高，进而使得射流对进气唇口内壁的冲击换热效果提高，对发动机进气唇口的除/防冰效果极佳。

附图说明

图1是本发明结构放大示意图；

图2是本发明在航空发动机唇口上的整体结构示意图。

图中，1-航空发动机进气唇口，101-温度传感器，102-航空发动机进气唇口的空腔，103-航空发动机进气唇口的外壁，104-支撑肋片，2-射流激发器，201-孔口，202-气缸，203-气缸内的腔体，204-火花塞正极，205-火花塞负极，206-支撑肋板，207-衬底，208-电磁阀气流通道，209-电磁阀控制器，210-电磁阀芯，211-进气导管，212-火花塞电极引出线，213-射流激发器腔体底部壁面，3-笛形管，301-笛形管中的腔体，302-笛形管的壁面，4-引气管路，5-压气机引气口。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

如图1和图2所示，本发明公开了一种基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置，包含温度传感器、射流激发器、笛形管、引气管路和控制器；

所述温度传感器设置在航空发动机进气唇口的内壁上，用于感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

所述笛形管设置在航空发动机进气唇口的空腔中，其上设有一个进气口和若干用于将射流喷射到航空发动机进气唇口内壁上的通孔；

所述射流激发器包含气缸、火花塞、进气导管、高压放电器、电磁阀和电磁阀控制器；其中，所述气缸上设有用于喷出射流的孔口，所述孔口与所述笛形管的进气口相连；所述进气导管一端与所述气缸导通，另一端通过所述引气管路与航空发动机的压气机引气口相连；所述火花塞设置在气缸中，其正极和负极与高压放电器相连，用于在所述气缸内放电；所述电磁阀设置在进气导管中，用于控制进气导管的导通和隔断；所述电磁阀控制器用于控制电磁阀的开合；

所述控制器分别和温度传感器、高压放电器、电磁阀控制器电气相连，用于根据温度传感器的感应信息控制高压放电器、电磁阀控制器工作。

所述笛形管通过两个支撑肋片固定在航空发动机进气唇口的内壁上，进而处于航空发动机进气唇口的空腔中。

所述气缸呈空心圆柱状，所述孔口设置在气缸一个圆面的圆心上；

所述火花塞的正极呈圆柱状、负极呈圆环状，火花塞的负极环绕在其正极外，火花塞正极的底部、火花塞负极的底部通过绝缘的衬底相互固定，且所述火花塞负极通过两个支撑肋板固定在所述气缸的内壁上，进而使得火花塞处于气缸的腔体中；

所述火花塞的正极、火花塞的负极、气缸的轴线处于同一条直线上；

所述进气导管穿过气缸另一个圆面的圆心和气缸导通。

压气机引气口处的气体依次通过所述引气管路，进气导管，电磁阀气流通道，气缸内的腔体，笛形管中的腔体，最终喷射到航空发动机进气唇口壁面。

本发明还公开了一种该基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置的控制方法，包含以下步骤：

步骤A.1），温度传感器感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

步骤A.2），控制器判断航空发动机进气唇口内壁上的温度是否小于预设的温度阈值；

步骤A.2.1），如果航空发动机进气唇口内壁上的温度小于预设的温度阈值；

步骤A.2.1.1），控制器控制高压放电器工作，使得火花塞放电，同时控制电磁阀保持全开，使得孔口处产生火花能量强化连续性射流；

步骤A.2.1.2），火花能量强化连续性射流通过笛形管上的通孔喷射到航空发动机进气唇口的内壁上，进行除冰。

本发明还公开了另一种该基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置的控制方法，包含以下步骤：

步骤B.1），温度传感器感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

步骤B.2），控制器判断航空发动机进气唇口内壁上的温度是否小于预设的温度阈值；

步骤B.2.1），如果航空发动机进气唇口内壁上的温度小于预设的温度阈值；

步骤B.2.1.1），控制器控制电磁阀按照预设的频率阈值间断开合，且在电磁阀全开时控制高压放电器工作使火花塞放电、在电磁阀闭合时控制高压放电器停止工作使火花塞停止放电，使得孔口处产生火花能量强化脉冲射流；

步骤B.2.1.2），火花能量强化脉冲射流通过笛形管上的通孔喷射到航空发动机进气唇口的内壁上，进行除冰。

火花型合成射流是脉冲射流的一种形式，激发器腔内分布的若干个高压电极放电后迅速加热腔内的气体，使得腔内的压力在数毫秒内急剧升高并在孔口产生射流。腔内气体喷射出后，腔内的压力小于外界压力，外界的气体将进入腔体补充上次激发损失的气体。同时，电磁阀周期性的通断产生高湍流强度的脉冲射流，这将增大射流对唇口的冲击换热效果。

激发器腔内电极放电时，电极放电的能量除了转化为热能，还转化为气体的电离能和气体的动能。这意味着，火花塞放电后，射流激发器孔口出来的气体的温度和速度都将增加，同时射流还含有电离的气体，这将强化射流对发动机唇口的冲击换热。

当发动机进气唇口表面结冰时，电磁阀阀芯处于打开状态时，引气管路的气进入射流激发器，继而抑制发动机进气唇口表面结冰或者除去其表面冰瘤。当发动机进气唇口表面无冰生成时，电磁阀阀芯处于关闭状态时，引气管路的气不能进入射流激发器，这样可以达到节省压气机引气口引起量的效果。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置，其特征在于，包含温度传感器、射流激发器、笛形管、引气管路和控制器；

所述温度传感器设置在航空发动机进气唇口的内壁上，用于感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

所述笛形管设置在航空发动机进气唇口的空腔中，其上设有一个进气口和若干用于将射流喷射到航空发动机进气唇口内壁上的通孔；

所述射流激发器包含气缸、火花塞、进气导管、高压放电器、电磁阀和电磁阀控制器；其中，所述气缸上设有用于喷出射流的孔口，所述孔口与所述笛形管的进气口相连；所述进气导管一端与所述气缸导通，另一端通过所述引气管路与航空发动机的压气机引气口相连；所述火花塞设置在气缸中，其正极和负极与高压放电器相连，用于在所述气缸内放电；所述电磁阀设置在进气导管中，用于控制进气导管的导通和隔断；所述电磁阀控制器用于控制电磁阀的开合；

所述控制器分别和温度传感器、高压放电器、电磁阀控制器电气相连，用于根据温度传感器的感应信息控制高压放电器、电磁阀控制器工作。

2.根据权利要求1所述的基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置，其特征在于，所述笛形管通过两个支撑肋片固定在航空发动机进气唇口的内壁上，进而处于航空发动机进气唇口的空腔中。

3.根据权利要求1所述的基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置，其特征在于，所述气缸呈空心圆柱状，所述孔口设置在气缸一个圆面的圆心上；

所述火花塞的正极呈圆柱状、负极呈圆环状，火花塞的负极环绕在其正极外，火花塞正极的底部、火花塞负极的底部通过绝缘的衬底相互固定，且所述火花塞负极通过两个支撑肋板固定在所述气缸的内壁上，进而使得火花塞处于气缸的腔体中；

所述火花塞的正极、火花塞的负极、气缸的轴线处于同一条直线上；

所述进气导管穿过气缸另一个圆面的圆心和气缸导通。

4.基于权利要求1所述的基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置的控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤A.1），温度传感器感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

步骤A.2），控制器判断航空发动机进气唇口内壁上的温度是否小于预设的温度阈值；

步骤A.2.1），如果航空发动机进气唇口内壁上的温度小于预设的温度阈值；

步骤A.2.1.1），控制器控制高压放电器工作，使得火花塞放电，同时控制电磁阀保持全开，使得孔口处产生火花能量强化连续性射流；

步骤A.2.1.2），火花能量强化连续性射流通过笛形管上的通孔喷射到航空发动机进气唇口的内壁上，进行除冰。

5.基于权利要求1所述的基于电火花强化射流的航空发动机防冰装置的控制方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤B.1），温度传感器感应航空发动机进气唇口内壁上的温度，并将其传递给所述控制器；

步骤B.2），控制器判断航空发动机进气唇口内壁上的温度是否小于预设的温度阈值；

步骤B.2.1），如果航空发动机进气唇口内壁上的温度小于预设的温度阈值；

步骤B.2.1.1），控制器控制电磁阀按照预设的频率阈值间断开合，且在电磁阀全开时控制高压放电器工作使火花塞放电、在电磁阀闭合时控制高压放电器停止工作使火花塞停止放电，使得孔口处产生火花能量强化脉冲射流；

步骤B.2.1.2），火花能量强化脉冲射流通过笛形管上的通孔喷射到航空发动机进气唇口的内壁上，进行除冰。