CN204591487U - 一种飞机发动机进气道除冰系统 - Google Patents

Abstract

一种飞机发动机进气道除冰系统属于飞行器设计与制造领域，包括发动机进气道、采热气装置、采气管、排气管，发动机进气道设计为夹层；采气孔设计在飞机发动机的排气管道上。本实用新型利用发动机排气管道的热气对飞机发动机的进气道进行除冰操作，克服了热气除冰从发动机压气机中采取热气导致发动机性能变化的缺点，除冰效果好，结构简单，操作方便，适用于各种型号或规格的飞机，可以大大提高飞机在恶劣天气条件下的安全指数，防止因发动机进气道结构而导致的飞行事故。

Description

一种飞机发动机进气道除冰系统

技术领域

本实用新型属于飞行器设计与制造领域，具体涉及一种飞机的发动机进气道除冰系统。

背景技术

当飞机在结冰气象条件下飞行时，某些部件的迎风表面就会与大气中的水滴撞击、积聚而结冰。大量的事故和研究都表明，飞机关键部位的积冰，即使是少量的，也会导致飞机的升力下降，飞行阻力增大，从而引起飞机的操纵性和稳定性等气动品质的恶化。发动机进气道及进气部件结冰，破坏了飞机设计的气动外形，减小了进气道面积、同时也减小了飞机发动机的压气机每相邻叶片间的空气流通面积，使进入发动机的空气流量减少，因而发动机功率下降。为了保障发动机的转速和推力，这时必须加大燃油比流量，这样除增大燃油比消耗外，还会使涡轮前燃气温度升高，若超过允许值则会烧坏涡轮叶片，导致发动机停车。

而由于结冰的不对称性及压气机叶片上冰层的不均匀脱落，都会破坏转子的动平衡，它除造成动力装置及飞机的振动外，严重时还会导致发动机轴承的损坏，脱落的冰层随高速气流进入压气机，打在叶片上还可能造成压气机损坏。因此开展飞机防冰技术的研究是飞机不可忽视的重要方面，对飞机安全具有重要意义。

针对飞机的不同部位，目前的防冰方法有：

1.从发动机压气机引气的热气防冰系统

主要用于机翼、尾翼前缘和发动机进气道唇口和进气部件的防冰，通过热气的加热使防护表面的温度达到结冰条件下过冷水滴的蒸发温度，从而避免过冷水滴在结冰表面冻结结冰。

2.周期气囊式除冰系统

利用发动机引气供给气囊气动通道，使之周期性地膨胀或收缩，破坏冰层与飞机表面的结合力，再在气动力的作用下达到除冰的目的。主要用于机翼、尾翼前缘的除冰，需要的引气比起热气防冰系统小很多，当防冰热气供给不足时，可作为替代的结冰防护措施。

3.电热防冰系统

即可持续加热起防冰作用，又可周期加热作为除冰系统。主要用于螺旋桨桨叶、整流帽罩和风挡的防冰。

4.TKS系统

西锐SR22的翼面防冰全部采用这种方式。在主翼及尾翼前缘设置全展防冰带，防冰带直接做成不锈钢前缘，防冰表面全部采用激光微孔工艺加工，这些微孔我们用肉眼看不到，在左主翼根部有一个防冰液箱，防冰液通过增压泵增压后从全展防冰带的这些微孔里渗出来布满整个前缘，从而达到防冰的目的。

除上述电热系统外，低能耗的电斥除冰、电脉冲除冰和其它新型防冰方法，如超生波、形状记忆合金和高频电子除冰等也可作为引气防冰的替代方案，这些方案的关键技术仍在开发和实验阶段，需要在使用中进一步验证其可行性和可靠性。

除了上述这些主动除冰的方法外，目前国际上还广泛采用在飞机易结冰部位涂装低表面能疏水涂层的方法来起到被动防冰的作用。该涂层除了可以降低过冷水滴在机体表面的凝结程度，在飞机通过加热主动除冰时，还可以使机体表面冰层融化形成的水滴尽快脱离机体，从而防止重结冰。这种方法相对前述几种方法具有成本低、耗能小、实现难度低等特点，是一种很重要的飞机表面防除冰辅助手段。但是，目前的大多数低表面能疏水涂层的性能尚不能完全满足飞机表面防除冰的安全要求。

其中，热气防冰和电热防冰在防冰系统中占有绝对优势。电热防冰一般适用于功率较小或者使用热气防冰不方便的部件，如风挡玻璃测温测压探头，若有螺旋桨等较大部件，则采用周期性电热防冰系统交替加温。且电热防冰系统比较复杂，加温元件制造比较困难，导线和加温元件有可能烧坏，维护工作比较复杂；发动机压气机的热气防冰，控制比较困难，很少采用周期热气防冰系统，且效率不高。针对发动机进气道前缘的除冰，普遍采用的是发动机压气机引气的热气防冰。存在的主要问题是，防冰系统工作从发动机压气机内引气，发动机的特性可能因此变化，会引起发动机的推力减小。发动机压气机流量减少还可能会导致压气机失速，使压气机叶片产生交变应力而导致疲劳受损。

实用新型内容

为解决现有技术中热气防冰采用从发动机压气机中的热气，导致影响发动机的工作性能与能耗高的技术问题，本实用新型提供了一种直接从发动机的排气管中采气、对发动机的进气道进行除冰的系统。

一种飞机发动机进气道除冰系统，包括发动机进气道、采热气装置、采气管、排气管，其特征在于：所述的发动机进气道设计为封闭夹层；所述采热气装置包括采气孔、挡气板、挡气板控制部件，采气孔设计在飞机发动机的排气管道上，挡气板常闭时堵接在采气孔处、挡气板与挡气板的控制部件相连，且挡气板在挡气板控制部件的控制下实现挡气板的开启和闭合，挡气板开启时，挡气板探入发动机排气管且将发动机排气管气体导入采气孔；采气管与采热气装置的采气孔密封连接；采气管的另一端固定在发动机进气道夹层壳体上，发动机进气道夹层壳体另一侧，设计有排气孔，排气孔与排热气管相连，排热气管与发动机排气管连接。

本实用新型利用发动机排气管道的热气对飞机发动机的进气道进行除冰操作，克服了热气除冰从发动机压气机中采取热气导致发动机性能变化的缺点，除冰效果好，结构简单，操作方便，适用于各种型号或规格的飞机，可以大大提高飞机在恶劣天气条件下的安全指数，防止因发动机进气道结构而导致的飞行事故。

附图说明

图1：采热气装置结构示意图；

图2：发动机进气道除冰功能结构示意图

图中：1.采气管  2.挡气板  3.转轴  4.拉杆  5.发动机排气管  6.钢索7.排热气管

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型作出说明：

一种飞机发动机进气道除冰系统，包括发动机进气道、采热气装置、采气管1、排气管，其特征在于：所述的发动机进气道设计为封闭夹层；所述采热气装置包括采气孔、挡气板2、挡气板2控制部件，采气孔设计在飞机发动机的排气管道上，挡气板2常闭时堵接在采气孔处、挡气板2与挡气板2的控制部件相连，且挡气板2在挡气板2控制部件的控制下实现挡气板2的开启和闭合，挡气板2开启时，挡气板2探入发动机排气管5且将发动机排气管5气体导入采气孔；采气管1与采热气装置的采气孔密封连接；采气管1的另一端固定在发动机进气道夹层壳体上，发动机进气道夹层壳体另一侧，设计有排气孔，排气孔与排热气管相连，排热气管与发动机排气管5连接。

为使控制更方便，所述的挡气板2控制部件包括手柄、拉杆4、钢索6、转轴3，所述的手柄安装在飞机驾驶舱中，手柄与钢索6相连，钢索6的另一端与拉杆4相连，拉杆4的另一端固定有转轴3，所述的转轴3轴体透过采气管1管壁固定在挡气板2的控制端。使用时在座舱内拉动手柄，则钢索6带动拉杆4，拉杆4旋转，固定在拉杆4上的转轴3旋转，进而转轴3带动挡气板2绕转轴3旋转，挡气板2旋入发动机的排气管中，阻挡部分气体进入采气管1中；松开手柄，则钢索6带动拉杆4回归位置，则转轴3及挡气板2也随之回归常闭状态。

上述挡气板2控制装置全部通过钢索6控制，则有可能在挡气板2受发动机排气管5道的气流阻滞，不能及时按操作回归常闭状态，完成加热除冰过程。为解决除冰系统上述的挡气板2回收，回归常闭状态的技术问题，本实用新型还设计有归位弹簧，所述的归位弹簧一端固定，弹力端与拉杆4连接；拉动钢索6，则拉杆4克服弹簧弹力绕转轴3旋转，带动挡气板2旋转，从而使挡气板2打开，在采气管1中导入热气；松开钢索6，则转轴3在弹簧弹力的作用下，快速拉动拉杆4归位。

所述的归位弹簧弹力端与拉杆4的连接点可设计在拉杆4长度中心到拉杆4与钢索6连接处之间的位置。该设计使归位弹簧提供较小的力就可实现挡气板2回归原位，归位弹簧弹力释放完毕，挡气板2处于常闭状态。

为使发动机进气道夹层内的气流与外壳充分接触，在发动机进气道夹层内设计有截面为U形的槽状导流板，导流板固定在进气道夹层内。采气管1导入的热气沿导流板在夹层内流转，实现对发动机进气道的加热除冰。

所述的发动机进气道夹层的进气口设计在U形导流板的开口板壁外侧面，进气口的热气进入夹层后，沿导流板和夹层壳体之间形成热气流；排气孔设计在U形导流板开口板壁的另一外侧面。此设计保证热气的利用效率更高，且不会在夹层内形成热气涡流，可大大提高除冰效率。

本实用新型的保护范围不仅限于具体实施方式部分所公开的技术方案，凡利用操控部件从飞机的排气管道取热气对飞机发动机的进气道进行除冰的装置均落入本实用新型的保护范围。

Claims (6)

1.一种飞机发动机进气道除冰系统，包括发动机进气道、采热气装置、采气管(1)、排气管，其特征在于：所述的发动机进气道设计为封闭夹层；所述采热气装置包括采气孔、挡气板(2)、挡气板(2)控制部件，采气孔设计在飞机发动机的排气管道上，挡气板(2)常闭时堵接在采气孔处、挡气板(2)与挡气板(2)的控制部件相连，且挡气板(2)在挡气板(2)控制部件的控制下实现挡气板(2)的开启和闭合，挡气板(2)开启时，挡气板(2)探入发动机排气管(5)且将发动机排气管(5)气体导入采气孔；采气管(1)与采热气装置的采气孔密封连接；采气管(1)的另一端固定在发动机进气道夹层壳体上，发动机进气道夹层壳体另一侧，设计有排气孔，排气孔与排热气管相连，排热气管与发动机排气管(5)连接。

2.根据权利要求1所述的一种飞机发动机进气道除冰系统，其特征在于:所述的挡气板(2)控制部件包括手柄、拉杆(4)、钢索(6)、转轴(3)，所述的手柄安装在飞机驾驶舱中，手柄与钢索(6)相连，钢索(6)的另一端与拉杆(4)相连，拉杆(4)的另一端固定有转轴(3)，所述的转轴(3)轴体透过采气管(1)管壁固定在挡气板(2)的控制端。

3.根据权利要求2所述的一种飞机发动机进气道除冰系统，其特征在于:还设计有归位弹簧，所述的归位弹簧一端固定，弹力端与拉杆(4)连接；拉动钢索(6)，则拉杆(4)克服弹簧弹力绕转轴(3)旋转，带动挡气板(2)旋转，从而使挡气板(2)打开，在采气管(1)中导入热气；松开钢索(6)，则转轴(3)在弹簧弹力的作用下，快速拉动拉杆(4)归位。

4.根据权利要求3所述的一种飞机发动机进气道除冰系统，其特征在于:所述的归位弹簧弹力端与拉杆(4)的连接点可设计在拉杆(4)长度中心到拉杆(4)与钢索(6)连接处之间的位置，该设计使归位弹簧提供较小的力就可实现挡气板(2)回归原位，归位弹簧弹力释放完毕，挡气板(2)处于常闭状态。

5.根据权利要求1、2、3、4任一权利要求所述的一种飞机发动机进气道除冰系统，其特征在于:为使发动机进气道夹层内的气流与外壳充分接触，在发动机进气道夹层内设计有截面为U形的槽状导流板，导流板固定在进气道夹层内。

6.根据权利要求5所述的一种飞机发动机进气道除冰系统，其特征在于:所述的发动机进气道夹层的进气口设计在U形导流板的开口板壁外侧面，进气口的 热气进入夹层后，沿导流板和夹层壳体之间形成热气流；排气孔设计在U形导流板开口板壁的另一外侧面。