CN216922297U - 航空发动机进气锥及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种航空发动机进气锥及航空发动机，用于缓解航空发动机进气锥容易结冰的问题。其中，航空发动机进气锥包括：进气锥本体，呈圆台形；鼻锥，呈圆锥形，所述鼻锥为实心结构，所述鼻锥的底面连接于所述进气锥本体的上底面，所述鼻锥的轴线与所述进气锥本体的轴线重合；以及配重块，埋设于所述鼻锥内，所述配重块被配置为使所述鼻锥的重心偏离所述鼻锥的轴线。本实用新型通过配重块使鼻锥的重心偏离航空发动机的中轴线，在航空发动机运行过程中鼻锥产生不平衡振动，通过鼻锥的偏心振动防止冰层形成或积累，进而实现防冰的目的，且结构简单，降低了制造和维护成本。

Description

航空发动机进气锥及航空发动机

技术领域

本实用新型涉及航空航天设备领域，尤其涉及一种航空发动机进气锥及航空发动机。

背景技术

在飞机的正常飞行高度下，航空发动机的进气静温低于冰点，且气流在进气道唇口可能会加速膨胀降温，使水气在大气静温高于零度时结冰。航空发动机容易结冰的部位包括进气锥、分流环和进口导流叶片。结冰使得进气道流通面积减小进而进气流量减少，影响发动机的推力和油耗率；且结冰影响流道的形状进而影响发动机的气动性能；若冰块脱落吸入发动机，会打坏风扇叶片或增压级叶片，造成严重的安全事故。

航空发动机一般采用的防冰方法有：1)从压气机后几级或燃烧室二股气流引热空气，加热进气锥和分流环；2)从发动机滑油回油系统引热油加热；3)在进气锥和分流环处铺设电热丝。

上述防冰方式主要为加热除冰法，此方法需在部件内部铺设管道或安装加热装置，占据空间，增加了结构的复杂度，提高了制造和维护成本。

发明内容

本实用新型的一些实施例提出一种航空发动机进气锥及航空发动机，用于缓解航空发动机进气锥容易结冰的问题。

在本实用新型的一个方面，提供一种航空发动机进气锥，包括：

进气锥本体，呈圆台形；

鼻锥，呈圆锥形，所述鼻锥为实心结构，所述鼻锥的底面连接于所述进气锥本体的上底面，所述鼻锥的轴线与所述进气锥本体的轴线重合；以及

配重块，埋设于所述鼻锥内，所述配重块被配置为使所述鼻锥的重心偏离所述鼻锥的轴线。

在一些实施例中，所述鼻锥采用高分子材料制成。

在一些实施例中，所述进气锥本体为空心结构。

在一些实施例中，所述进气锥本体的上底面壁体内形成有空腔，所述上底面壁体上设有连通所述空腔的通孔；

所述航空发动机进气锥还包括：

螺杆，其第一端设于所述鼻锥内，第二端经所述鼻锥的底面伸出，且穿过所述通孔伸入所述空腔内；以及

螺母，设于所述空腔内，且连接于所述螺杆的第二端，所述螺母与形成所述空腔的且靠近所述鼻锥的壁面抵接。

在一些实施例中，还包括堵盖，所述堵盖设于所述空腔内，且被配置为将所述螺母压向形成所述空腔的且靠近所述鼻锥的壁面。

在一些实施例中，还包括螺栓，所述螺栓连接所述堵盖和所述进气锥本体的上底面壁体。

在一些实施例中，所述鼻锥的底面设有凸台，所述螺杆的第二端从所述凸台伸出，所述凸台伸入所述通孔内。

在一些实施例中，所述鼻锥的底面靠近外缘的部位设有凹槽，所述鼻锥的底面所述凹槽所在的部位与所述进气锥本体的上底面之间形成间隙。

在一些实施例中，所述配重块的材质与所述鼻锥的材质不同。

在本实用新型的一个方面，提供一种航空发动机，包括上述的航空发动机进气锥。

基于上述技术方案，本实用新型至少具有以下有益效果：

在一些实施例中，进气锥本体的前端设置鼻锥，鼻锥内埋设有配重块，配重块使鼻锥的重心偏离航空发动机的中轴线，在航空发动机运行过程中鼻锥产生不平衡振动，通过鼻锥的偏心振动防止冰层形成或积累，进而实现防冰的目的，且结构简单，降低了制造和维护成本。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中：

图1为根据本实用新型一些实施例提供的航空发动机的示意图；

图2为根据本实用新型一些实施例提供的航空发动机进气锥的示意图；

图3为根据本实用新型一些实施例提供的航空发动机进气锥的剖视示意图；

图4为根据本实用新型一些实施例提供的航空发动机进气锥的鼻锥的不同状态示意图；

图5为根据本实用新型一些实施例提供的航空发动机进气锥的进气锥本体与鼻锥的连接示意图；

图6为图5的局部放大示意图。

附图中标号说明如下：

1-进气锥本体；

2-鼻锥；21-凸台；22-凹槽；

3-配重块；

4-螺杆；

5-螺母；

6-堵盖；

7-螺栓；

100-航空发动机进气锥。

应当明白，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。此外，相同或类似的参考标号表示相同或类似的构件。

具体实施方式

现在将参照附图来详细描述本实用新型的各种示例性实施例。对示例性实施例的描述仅仅是说明性的，决不作为对本实用新型及其应用或使用的任何限制。本实用新型可以以许多不同的形式实现，不限于这里所述的实施例。提供这些实施例是为了使本实用新型透彻且完整，并且向本领域技术人员充分表达本实用新型的范围。应注意到：除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、材料的组分、数字表达式和数值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。

本实用新型中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的部分。“包括”或者“包含”等类似的词语意指在该词前的要素涵盖在该词后列举的要素，并不排除也涵盖其他要素的可能。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。

在本实用新型中，当描述到特定器件位于第一器件和第二器件之间时，在该特定器件与第一器件或第二器件之间可以存在居间器件，也可以不存在居间器件。当描述到特定器件连接其它器件时，该特定器件可以与所述其它器件直接连接而不具有居间器件，也可以不与所述其它器件直接连接而具有居间器件。

本实用新型使用的所有术语(包括技术术语或者科学术语)与本实用新型所属领域的普通技术人员理解的含义相同，除非另外特别定义。还应当理解，在诸如通用字典中定义的术语应当被解释为具有与它们在相关技术的上下文中的含义相一致的含义，而不应用理想化或极度形式化的意义来解释，除非这里明确地这样定义。

对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为说明书的一部分。

如图1所示，航空发动机包括航空发动机进气锥100，航空发动机进气锥100为航空发动机转子部件的端点，用于调节进气道喉部面积，其是航空发动机易结冰的部位之一。

在一些相关技术中，进气锥的防冰方式为加热除冰法，此方法需在部件内部铺设管道或安装加热装置，占据空间，增加了结构的复杂度，提高了制造和维护成本。

基于此，本公开的一些实施例提供了一种航空发动机进气锥，用于缓解航空发动机进气锥容易结冰的问题，且无需铺设引气管道、安装加热装置，结构简单、便于加工、维护，工作可靠。

如图2和图3所示，在一些实施例中，航空发动机进气锥包括进气锥本体1、鼻锥2和配重块3。

进气锥本体1呈圆台形。

鼻锥2呈圆锥形，鼻锥2为实心结构，鼻锥2的底面连接于进气锥本体1的上底面，鼻锥2的轴线与进气锥本体1的轴线重合。鼻锥2的轴线、进气锥本体1的轴线与航空发动机的中轴线重合。

配重块3埋设于鼻锥2内，配重块3被配置为使鼻锥2的重心偏离鼻锥2的轴线。

在本公开中，进气锥本体1的上底面相对于下底面靠近航空发动机的前端。

在一些实施例中，进气锥本体1的前端设置鼻锥2，鼻锥2内埋设有配重块3，配重块3使鼻锥2的重心偏离航空发动机的中轴线，使鼻锥2在航空发动机的运行过程中产生不平衡振动，通过鼻锥2的偏心振动防止冰层形成或积累，进而实现防冰的目的。

本公开提供的进气锥通过力学振动方式实现防冰，相较于相关技术中通过铺设加热防冰管路和设置加热防冰装置实现防冰的方式，结构简单，降低了制造和维护成本；且由于减少了加热用引气管路、电热丝等结构部件，从而在一定程度上具有减重效果，提高了工作可靠性。

在一些实施例中，鼻锥2采用高分子材料制成。

高分子材料(High polymer material)：由多个小分子单体通过化学键连接成的长链分子构成的材料，通常具有密度低、刚度低、韧性好的特点。

高分子材料相较于金属材料具有较小的刚度，具有放大振幅、提高振动能量的作用，能够明显的起到防止结冰和积冰的效果。同时，高分子材料不会与进气锥本体产生微动疲劳、挤压损伤等，且局部振动也不会引起发动机振动等问题，不会引入不利影响。

在一些实施例中，鼻锥2采用低刚度的高分子材料制成。可选地，鼻锥2采用硅橡胶等高分子材料制成。

如图4所示，鼻锥2作为柔性构件，在力的作用下会产生较大的形变。鼻锥2a为在航空发动机非运行状态下的状态，鼻锥2b为在航空发动机运行过程中，产生不平衡引起的振动，鼻锥产生的多自由度的形变状态。鼻锥2产生的形变能够使水汽或者冰晶不易附着，同时能够破坏已形成的冰层，防止冰层的累积，从而实现进气锥防冰。

由于配重块3的存在，使鼻锥2的重心偏离旋转轴线即发动机中轴线。且由于鼻锥2的重量较小，其振动对整机的影响微乎其微。

在一些实施例中，进气锥本体1为空心结构。

鼻锥2与进气锥本体1的连接可根据需要选用方便机加工和维护的方式。

如图5和图6所示，在一些实施例中，进气锥本体1的上底面壁体内形成有空腔，上底面壁体上设有连通空腔的通孔。空腔形成于进气锥本体1的上底面壁体的本体内，通孔设于气锥本体1的上底面壁体的本体上。

航空发动机进气锥还包括螺杆4和螺母5。

螺杆4的第一端设于鼻锥2内，螺杆4的第二端经鼻锥2的底面伸出，且穿过通孔伸入空腔内。

螺母5设于空腔内，且连接于螺杆4的第二端，螺母5与形成空腔的且靠近鼻锥2的壁面抵接，以使鼻锥2和进气锥本体1实现连接。

在一些实施例中，航空发动机进气锥还包括堵盖6，堵盖6设于空腔内，堵盖6被配置为将螺母5压向形成空腔的且靠近鼻锥2的壁面，堵盖6用于压紧螺母5且防止螺母5松动。

在一些实施例中，航空发动机进气锥还包括螺栓7，螺栓7连接堵盖6和进气锥本体1的上底面壁体。

如图6所示，在一些实施例中，鼻锥2的底面设有凸台21，螺杆4的第二端从凸台21伸出，凸台21伸入通孔内。

在一些实施例中，鼻锥2的底面靠近外缘的部位设有凹槽22，鼻锥2的底面、凹槽22所在的部位与进气锥本体1的上底面之间形成间隙。通过设置凹槽22使鼻锥2的底面靠近外缘的部位与进气锥本体1的上底面之间形成间隙，保证鼻锥2的振动和变形有足够的空间。

除了上述鼻锥2与进气锥本体1的连接方式，鼻锥2也可以通过粘接、螺纹连接或其他连接方式与进气锥本体1紧固连接。

在一些实施例中，配重块3的材质与鼻锥2的材质不同。

鼻锥2优先选用低刚度的高分子材料制成，在材料固化时在鼻锥2中预埋配重块3。

在一些实施例中，配重块3采用金属材料或非金属材料制成。配重块3的重量和径向高度可以根据所需的不平衡大小，以及选用的材料密度计算确定。

在一些实施例中，配重块3的形状以方便加工为原则，可以为圆球形、立方体形、椭圆球形等。

配重块3的存在使进气锥在旋转时产生不平衡响应，引起鼻锥2的振动和变形。鼻锥2的振动和变形使水滴和冰晶不易附着，且较大的变形不断挤压和破坏进气锥表面的冰层，使冰层不易产生或积累。

如图1所示，一些实施例还提供了一种航空发动机，其包括上述的航空发动机进气锥100。

基于上述本实用新型的各实施例，在没有明确否定的情况下，其中一个实施例的技术特征可以有益地与其他一个或多个实施例相互结合。

虽然已经通过示例对本实用新型的一些特定实施例进行了详细说明，但是本领域的技术人员应该理解，以上示例仅是为了进行说明，而不是为了限制本实用新型的范围。本领域的技术人员应该理解，可在不脱离本实用新型的范围和精神的情况下，对以上实施例进行修改或者对部分技术特征进行等同替换。本实用新型的范围由所附权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种航空发动机进气锥，其特征在于，包括：

进气锥本体(1)，呈圆台形；

鼻锥(2)，呈圆锥形，所述鼻锥(2)为实心结构，所述鼻锥(2)的底面连接于所述进气锥本体(1)的上底面，所述鼻锥(2)的轴线与所述进气锥本体(1)的轴线重合；以及

配重块(3)，埋设于所述鼻锥(2)内，所述配重块(3)被配置为使所述鼻锥(2)的重心偏离所述鼻锥(2)的轴线。

2.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述鼻锥(2)采用高分子材料制成。

3.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述进气锥本体(1)为空心结构。

4.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述进气锥本体(1)的上底面壁体内形成有空腔，所述上底面壁体上设有连通所述空腔的通孔；

所述航空发动机进气锥还包括：

螺杆(4)，其第一端设于所述鼻锥(2)内，第二端经所述鼻锥(2)的底面伸出，且穿过所述通孔伸入所述空腔内；以及

螺母(5)，设于所述空腔内，且连接于所述螺杆(4)的第二端，所述螺母(5)与形成所述空腔的且靠近所述鼻锥(2)的壁面抵接。

5.如权利要求4所述的航空发动机进气锥，其特征在于，还包括堵盖(6)，所述堵盖(6)设于所述空腔内，且被配置为将所述螺母(5)压向形成所述空腔的且靠近所述鼻锥(2)的壁面。

6.如权利要求5所述的航空发动机进气锥，其特征在于，还包括螺栓(7)，所述螺栓(7)连接所述堵盖(6)和所述进气锥本体(1)的上底面壁体。

7.如权利要求4所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述鼻锥(2)的底面设有凸台(21)，所述螺杆(4)的第二端从所述凸台(21)伸出，所述凸台(21)伸入所述通孔内。

8.如权利要求4所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述鼻锥(2)的底面靠近外缘的部位设有凹槽(22)，所述鼻锥(2)的底面所述凹槽(22)所在的部位与所述进气锥本体(1)的上底面之间形成间隙。

9.如权利要求1所述的航空发动机进气锥，其特征在于，所述配重块(3)的材质与所述鼻锥(2)的材质不同。

10.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1至9任一项所述的航空发动机进气锥。

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