CN207328848U - 一种飞机进气道的防冰唇口 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机进气道的防冰唇口，包括环状唇口、多个加强筋、保温层、电热丝、温度传感器和温度继电器；环状唇口的截面呈“U”型，多个加强筋沿所述环状唇口的周边均匀分布；保温层包括海绵保温层、泡沫保温层和橡胶保温膜，海绵保温层设于环状唇口的外壁，泡沫保温层设于海绵保温层的外壁，橡胶保温膜设于泡沫保温层的外壁；电热丝与环状唇口的形状匹配，电热丝、温度传感器和温度继电器均设于环状唇口的内壁；温度继电器设于电热丝的供电回路中，且温度传感器与温度继电器的输出端均与飞机的控制室连接。本实用新型能有效防止飞机的唇口结冰，且该防冰唇口能承受较大的荷载。

Description

一种飞机进气道的防冰唇口

技术领域

本实用新型涉及飞机防冰技术领域，特别是一种飞机进气道的防冰唇口。

背景技术

飞机进气道唇口的外形为复杂曲面，飞机飞行过程中需要唇口能承受较大的荷载；飞机进气道唇口结冰严重威胁飞机的飞行安全，飞机进气道唇口发生轻度结冰就会降低飞机的飞行性能,还会造成飞机结构的严重振动或损伤,脱落的冰层经常会打坏飞机的运动部件或机体结构，严重结冰时可能造成飞机机毁人亡。因此,对于飞机进气道唇口的有效防冰成为各国航空飞行器设计必须解决的迫切难题。

实用新型内容

为解决现有技术中存在的问题，本实用新型的目的是提供一种飞机进气道的防冰唇口，本实用新型能有效防止飞机的唇口结冰，且该防冰唇口能承受较大的荷载。

为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：一种飞机进气道的防冰唇口，包括环状唇口、保温层、电热丝、温度传感器、温度继电器和多个加强筋；所述环状唇口的截面呈“U”型，多个所述加强筋沿所述环状唇口的周边均匀分布；所述保温层包括海绵保温层、泡沫保温层和橡胶保温膜，所述海绵保温层设于环状唇口的外壁，所述泡沫保温层设于海绵保温层的外壁，所述橡胶保温膜设于泡沫保温层的外壁；所述电热丝与环状唇口的形状匹配，所述电热丝、温度传感器和温度继电器均设于环状唇口的内壁；所述温度继电器设于电热丝的供电回路中，且温度传感器与温度继电器的输出端均与飞机的控制室连接。

作为本实用新型的进一步改进，所述保温层的外壁设有防水膜。

作为本实用新型的进一步改进，所述环状唇口为连续纤维整体模压成型。

作为本实用新型的进一步改进，所述加强筋之间的间距为50-100mm。

作为本实用新型的进一步改进，所述橡胶保温膜为带有增强纤维的硅橡胶材料。

作为本实用新型的进一步改进，所述电热丝由无碱玻璃纤维布顶层绝缘层、聚酰亚胺薄膜定层、加热元件、聚酰亚胺薄膜底层、无碱玻璃纤维布底层绝缘层以及X98-11缩醛胶液组成。

作为本实用新型的进一步改进，所述温度传感器采用PT1000电阻。

本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型中，沿所述环状唇口的周边均匀分布的加强筋大大提高了结构强度，能承受较大的载荷，延长了使用寿命。

2、环状唇口外壁依次设置的海绵保温层、泡沫保温层和橡胶保温膜能有效保温，防止环状唇口结冰，多层保温结构使防冰效果更好。

3、通过环状唇口外壁的保温层和内壁的电热丝相结合，能使环状唇口有效防冰，且使用温度继电器，使电热丝加热安全，保证了飞机的飞行安全。

4、保温层外壁的防水膜避免了保温层外部结的冰融化后，渗入保温层，影响环状唇口的保温效果。

5、环状唇口采用连续纤维整体模压成型使组合件为整体机加零件，不存在焊缝，尺寸精度高、气动外形好。

6、加强筋之间的间距为50-100mm，间距小，使结构的强度更高，能承受更大的载荷。

7、电热丝直径小，且比较柔软，适合贴装在发动机进气道环状唇口的内壁。

8、环状唇口内壁的空间很小，PT1000电阻作为温度传感器很适合设于环状唇口的内壁。

附图说明

图1为本实用新型实施例的结构示意图；

图2为本实用新型实施例环状唇口截面的示意图；

图3为本实用新型实施例保温层的结构示意图；

附图标记：

1、环状唇口，2、保温层，3、电热丝，4、温度传感器，5、温度继电器，6、加强筋；

21、海绵保温层，22、泡沫保温层，23、橡胶保温膜，24、防水膜。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。

实施例

如图1、图2和图3所示，一种飞机进气道的防冰唇口，包括环状唇口1、保温层2、电热丝3、温度传感器4、温度继电器5、多个加强筋6；所述环状唇口1的截面呈“U”型，多个所述加强筋6沿所述环状唇口1的周边均匀分布；所述保温层2包括海绵保温层21、泡沫保温层22和橡胶保温膜23，所述海绵保温21层设于环状唇口1的外壁，所述泡沫保温层22设于海绵保温层21的外壁，所述橡胶保温膜23设于泡沫保温层22的外壁；所述电热丝3与环状唇口1的形状匹配，所述电热丝3、温度传感器4和温度继电器5均设于环状唇口1的内壁；所述温度继电器5设于电热丝3的供电回路中，且温度传感器4与温度继电器5的输出端均与飞机的控制室连接。

本实用新型中，沿所述环状唇口1的周边均匀分布的加强筋6大大提高了结构强度，能承受较大的载荷，延长了使用寿命。环状唇口1外壁依次设置的海绵保温层21、泡沫保温层22和橡胶保温膜23能有效保温，防止环状唇口1结冰，多层保温结构使防冰效果更好。在环状唇口1外壁套设保温层2的基础上，本实用新型在环状唇口1的内壁还设置了利用电热丝3加热的防冰结构，温度传感器4感受环状唇口1的温度，将感受到的温度反馈至飞机的控制室，控制室结合当前的飞行状态进行内部解算后，发送控制指令对电热丝3进行加热控制；为防止过热，在电热丝3的供电回路中设置温度继电器5，当温度一旦达到危险值，温度继电器5将自动切断加热。通过环状唇口1外壁的保温层2和内壁的电热丝3相结合，能使环状唇口1有效防冰，且使用温度继电器5，使电热丝3加热安全，保证了飞机的飞行安全。

在另外一个实施例中，所述保温层2的外壁设有防水膜24。防水膜24主要为了避免保温层2外部结的冰融化后，渗入保温层2，影响环状唇口1的保温效果。

在另外一个实施例中，所述环状唇口1为连续纤维整体模压成型。环状唇口1采用连续纤维整体模压成型使组合件为整体机加零件，不存在焊缝，尺寸精度高、气动外形好。

在另外一个实施例中，所述加强筋6之间的间距为50mm。

在另外一个实施例中，所述加强筋6之间的间距为80mm。

在另外一个实施例中，所述加强筋6之间的间距为100mm。

加强筋6之间的间距为50-100mm，间距小，使结构的强度更高，能承受更大的载荷。

在另外一个实施例中，所述橡胶保温膜23为带有增强纤维的硅橡胶材料。保温层2最外层的橡胶保温膜23为增强纤维的硅橡胶材料能满足高强度的荷载。

在另外一个实施例中，所述电热丝3由无碱玻璃纤维布顶层绝缘层、聚酰亚胺薄膜定层、加热元件、聚酰亚胺薄膜底层、无碱玻璃纤维布底层绝缘层以及X98-11缩醛胶液组成。采用此结构的电热丝3直径小，且比较柔软，适合贴装在发动机进气道环状唇口1的内壁。

在另外一个实施例中，所述温度传感器4采用PT1000电阻。环状唇口1内壁的空间很小，因此采用小型化的温度传感器。

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

Claims (7)

1.一种飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，包括环状唇口、保温层、电热丝、温度传感器、温度继电器和多个加强筋；所述环状唇口的截面呈“U”型，多个所述加强筋沿所述环状唇口的周边均匀分布；所述保温层包括海绵保温层、泡沫保温层和橡胶保温膜，所述海绵保温层设于环状唇口的外壁，所述泡沫保温层设于海绵保温层的外壁，所述橡胶保温膜设于泡沫保温层的外壁；所述电热丝与环状唇口的形状匹配，所述电热丝、温度传感器和温度继电器均设于环状唇口的内壁；所述温度继电器设于电热丝的供电回路中，且温度传感器与温度继电器的输出端均与飞机的控制室连接。

2.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述保温层的外壁设有防水膜。

3.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述环状唇口为连续纤维整体模压成型。

4.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述加强筋之间的间距为50-100mm。

5.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述橡胶保温膜为带有增强纤维的硅橡胶材料。

6.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述电热丝由无碱玻璃纤维布顶层绝缘层、聚酰亚胺薄膜定层、加热元件、聚酰亚胺薄膜底层、无碱玻璃纤维布底层绝缘层以及X98-11缩醛胶液组成。

7.根据权利要求1所述的飞机进气道的防冰唇口，其特征在于，所述温度传感器采用PT1000电阻。