CN206801708U - 一种飞机进气道唇口 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞机防冰技术领域，具体涉及一种飞机进气道唇口。包括环状的外壳体和环状的内壳体，所述外壳体和内壳体闭合，在外壳体和内壳体之间形成U型空腔；所述内壳体的上端设置有软管，所述软管通过接头与U型空腔连接；所述外壳体的下端左右两侧设置有排气孔。本实用新型外壳体和内壳体形成U型防冰空腔，由发动机通过软管引过来的热气能在防冰腔中流动，最后通过排气孔排出，从而形成一个循环流道，对唇口结冰防护表面进行气流加热，使结冰防护范围面保持正温，实现防冰目的。本实用新型使得在热气防冰装置开启后，唇口外表面结冰防护范围内温度为正温，且没有冰层积聚。

Description

一种飞机进气道唇口

技术领域

本实用新型涉及飞机防冰技术领域，具体涉及一种飞机进气道唇口。

背景技术

飞机结冰及其防护技术研究是飞机研制的重要方面。原来的唇口结构不具备防/除冰功能，当遭遇结冰气象环境时，唇口前缘会出现结冰情况，就会造成发动机空中熄火、飞行中显示数据失真等等，严重危害飞行安全。因此，唇口防冰结构成为了必然。

公开号为：CN204738875U，公开日为：2015.11.04的中国实用新型专利，公开了一种飞机进气道唇口电加温防冰套，包括一个内部带有电热丝、热敏电阻、和接线柱的橡胶套，电热丝、热敏电阻、和接线柱与橡胶套硫化为整体；橡胶套采用带有增强纤维的硅橡胶材料制造；橡胶套粘接在飞机进气道唇口部位的前缘，橡胶套的内表面与所贴合进气道唇口部位的外表面型面一致，橡胶套的外表面与飞机进气道唇口部位的其余外表面平滑过渡。

上述设计在唇口粘接带有加热装置的橡胶套，以实现防冰的效果。但是增加了唇口的结构，不利于飞行安全。

实用新型内容

本实用新型的目的在于，针对现有技术中存在的问题，提出一种飞机进气道唇口，使唇口外表面结冰防护范围内温度保持正温，没有冰层积聚，同时不增加唇口结构。

为了实现上述目的，本实用新型采用的技术方案为：

一种飞机进气道唇口，包括环状的外壳体和环状的内壳体，所述外壳体和内壳体闭合，在外壳体和内壳体之间形成U型空腔；所述内壳体的上端设置有软管，所述软管通过接头与U型空腔连接；所述外壳体的下端左右两侧设置有排气孔。

所述外壳体内侧沿环向设置有加强筋，所述内壳体设置于外壳体与加强筋之间。

所述外壳体和内壳体采用连续纤维整体模压成型。

所述加强筋采用连续纤维整体模压成型。

所述U型空腔内壁与外壁之间的间距为8-16mm。

所述U型空腔内-外壁之间的间距为12mm。

所述排气孔的总数为4-8个。

所述排气孔的总数为6个。

由于采用了上述技术方案，本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型外壳体和内壳体形成U型防冰空腔，由发动机通过软管引过来的热气能在防冰腔中流动，最后通过排气孔排出，从而形成一个循环流道，对唇口结冰防护表面进行气流加热，使结冰防护范围面保持正温，实现防冰目的。本实用新型使得在热气防冰装置开启后，唇口外表面结冰防护范围内温度为正温，且没有冰层积聚。

2、本实用新型能保证飞机总体性能、强度和刚度高、重量轻、内表面质量好、尺寸精度高、装配方便、寿命长、能承受飞机较大气动载荷的并且具有防/除冰功能。

3、本实用新型由复合材料整体成型防冰功能件，重量轻；尺寸精度高，内表面质量稳定，气动外形好。

4、加强筋的设置，增加了唇口强度和刚度，减小了较大载荷下的变形。

5、U型空腔，使热气能传递给唇口外表面，使结冰防护范围面保持正温，保证空气中的过冷水滴撞击到唇口表面不冻结，在水沿唇口表面溢流的过程中也不断吸热蒸发，达到唇口防冰的目的。

附图说明

图1是本实用新型结构图；

图2是图1中A-A剖视图；

图3是本实用新型防冰加热系统原理图。

图中标记：1、外壳体；2、内壳体；3、加强筋；4、接头；5、软管。

具体实施方式

下面结合附图，对本实用新型做详细的说明。

实施例1

作为本实用新型的一种较佳实施例，参照说明书附图1和附图2，本实施例公开了一种飞机进气道唇口，本实施例包括：

一种飞机进气道唇口，包括环状的外壳体1和环状的内壳体2，所述外壳体1和内壳体2闭合，在外壳体1和内壳体2之间形成U型空腔；所述内壳体2的上端设置有软管5，所述软管5通过接头4与U型空腔连接；所述外壳体1的下端左右两侧设置有排气孔。

实施例2

作为本实用新型的一种较佳实施例，参照说明书附图1和附图2，本实施例公开了一种飞机进气道唇口，本实施例包括：

一种飞机进气道唇口，包括环状的外壳体1和环状的内壳体2，所述外壳体1和内壳体2闭合，在外壳体1和内壳体2之间形成U型空腔；所述内壳体2的上端设置有软管5，所述软管5通过接头4与U型空腔连接；所述外壳体1的下端左右两侧设置有排气孔。所述外壳体1内侧沿环向设置有加强筋3，所述内壳体2设置于外壳体1与加强筋3之间。所述外壳体1和内壳体2采用连续纤维整体模压成型。所述加强筋3采用连续纤维整体模压成型。所述U型空腔内壁与外壁之间的间距为8mm。所述排气孔的总数为4个。

实施例3

作为本实用新型的一种较佳实施例，参照说明书附图1和附图3，本实施例公开了一种飞机进气道唇口，本实施例包括：

一种飞机进气道唇口，包括环状的外壳体1和环状的内壳体2，所述外壳体1和内壳体2闭合，在外壳体1和内壳体2之间形成U型空腔；所述内壳体2的上端设置有软管5，所述软管5通过接头4与U型空腔连接；所述外壳体1的下端左右两侧设置有排气孔。所述外壳体1内侧沿环向设置有加强筋3，所述内壳体2设置于外壳体1与加强筋3之间。所述外壳体1和内壳体2采用连续纤维整体模压成型。所述加强筋3采用连续纤维整体模压成型。所述U型空腔内壁与外壁之间的间距为16mm。所述排气孔的总数为8个。

实施例4

作为本实用新型的一种较佳实施例，参照说明书附图1和附图3，本实施例公开了一种飞机进气道唇口，本实施例包括：

一种飞机进气道唇口，包括环状的外壳体1和环状的内壳体2，所述外壳体1和内壳体2闭合，在外壳体1和内壳体2之间形成U型空腔；所述内壳体2的上端设置有软管5，所述软管5通过接头4与U型空腔连接；所述外壳体1的下端左右两侧设置有排气孔。所述外壳体1内侧沿环向设置有加强筋3，所述内壳体2设置于外壳体1与加强筋3之间。所述外壳体1和内壳体2采用连续纤维整体模压成型。所述加强筋3采用连续纤维整体模压成型。所述U型空腔内-外壁之间的间距为12mm。所述排气孔的总数为6个。

本实用新型防冰加热系统由唇口的U型防冰空腔、唇口热气防冰组件和供气管路组成。其中，唇口热气防冰组件由单向活门、压力调节关断活门、压力传感器、温度传感器和热气防冰控制盒组成。两台发动机的三级压气机引气，经单向活门后汇总，由压力调节关断活门供向唇口U型防冰空腔。综合管理计算机内机电处理器通过热气防冰控制盒采集供气管路的温度和压力，控制压力调节关断活门的开关，防止防冰供气超出唇口材料耐温值，确保油箱增压用气和发动机性能。单向活门防止气流倒流或串流，压力调节关断活门限制发动机最大引气量。

以上所述实施例仅表达了本申请的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术方案构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。

Claims (8)

1.一种飞机进气道唇口，其特征在于：包括环状的外壳体（1）和环状的内壳体（2），所述外壳体（1）和内壳体（2）闭合，在外壳体（1）和内壳体（2）之间形成U型空腔；所述内壳体（2）的上端设置有软管（5），所述软管（5）通过接头（4）与U型空腔连接；所述外壳体（1）的下端左右两侧设置有排气孔。

2.根据权利要求1所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述外壳体（1）内侧沿环向设置有加强筋（3），所述内壳体（2）设置于外壳体（1）与加强筋（3）之间。

3.根据权利要求1所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述外壳体（1）和内壳体（2）采用连续纤维整体模压成型。

4.根据权利要求2所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述加强筋（3）采用连续纤维整体模压成型。

5.根据权利要求1所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述U型空腔内壁与外壁之间的间距为8-16mm。

6.根据权利要求5所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述U型空腔内-外壁之间的间距为12mm。

7.根据权利要求1所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述排气孔的总数为4-8个。

8.根据权利要求7所述的一种飞机进气道唇口，其特征在于，所述排气孔的总数为6个。