CN221144606U - 用于航空航天发动机预冷器的防霜装置及航空航天发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于航空航天发动机预冷器的防霜装置及航空航天发动机。用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，预冷器包括进气道以及布设于进气道内表面的冷却管，防霜装置包括用于分别固定于进气道两端的丝杆支架，两端分别可转动连接于对应侧的丝杆支架上的往复丝杆，往复丝杆上设有用于随着往复丝杆的转动进而在往复丝杆上往复滑动的丝杆螺母，丝杆螺母上沿周向排布有刮板组件，刮板组件与丝杆螺母之间通过用于迫使刮板组件抵压于冷却管内环表面的补偿结构连接。借用弹性补偿作用，既能够确保持续除霜，又能够避免作用力过大而对冷却管造成破坏，且磨损后仅需要更换部分部件，成本低。

Description

用于航空航天发动机预冷器的防霜装置及航空航天发动机

技术领域

本实用新型涉及航空航天发动机预冷器技术领域，特别地，涉及一种用于航空航天发动机预冷器的防霜装置。此外，本实用新型还涉及一种包括上述用于航空航天发动机预冷器的防霜装置的航空航天发动机。

背景技术

航空航天发动机的预冷器是用于将进入发动机的空气进行预冷的装置。航空航天发动机上设有空气压缩机用于将外界空气吸入进行压缩，随后与燃料反应释放能量推动发动机运行，由于航天飞机在高速飞行时吸气口的气流温度较高，当较高温度的气体被压缩进入发动机后，与燃料反应的效果不好，释放出的压力较小，从而影响发动机的动力，因此需要对进入发动机的空气进行预冷。由于预冷器在进行空气的预冷时，预冷器的空气流通通道内温度能低至0摄氏度以下，使得预冷器的内壁产生结霜的现象，容易造成通道堵塞，降低预冷效果，且结霜后不方便进行清理。

在现有技术中，例如公开号为CN217029102U一种适用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，用气流带动的清理板来清除冷却管上的霜，但是该专利存在磨损大的缺陷，由于采用接触的方式除霜，清理板和冷却管会之间会产生大量磨损，当磨损均匀的发生在冷却管和清理板上，会导致冷却管破裂泄漏，当磨损主要发生在清理板上，会导致清理板半径减小，接触不良，除霜效果迅速下降。

实用新型内容

本实用新型提供了一种用于航空航天发动机预冷器的防霜装置及航空航天发动机，以解决现有航空发动机预冷器的防霜装置，防霜过程容易导致预冷器内部结构损伤，且防霜装置使用寿命低、更换成本高的技术问题。

根据本实用新型的一个方面，提供一种用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，预冷器包括进气道以及布设于进气道内表面的冷却管，防霜装置包括用于分别固定于进气道两端的丝杆支架，两端分别可转动连接于对应侧的丝杆支架上的往复丝杆，往复丝杆上设有用于随着往复丝杆的转动进而在往复丝杆上往复滑动的丝杆螺母，丝杆螺母上沿周向排布有刮板组件，刮板组件与丝杆螺母之间通过用于迫使刮板组件抵压于冷却管内环表面的补偿结构连接。

进一步地，补偿结构包括设于丝杆螺母上的套筒、设于刮板组件上并于套筒插接滑动配合的滑动杆以及设于套筒内并分别连接套筒筒底与滑动杆杆端的补偿弹簧。

进一步地，刮板组件与丝杆螺母之间布设有至少两组补偿结构。

进一步地，刮板组件布设有多组；多组刮板组件沿丝杆螺母的周向均匀间隔排布，或者多组刮板组件沿丝杆螺母的周向错位排布。

进一步地，刮板组件包括刮板支架以及刮板，补偿结构设于刮板支架与丝杆螺母之间，刮板支架上设有用于减重和供气流通过的过流孔；刮板与刮板支架为一体成型的整体结构，或者刮板可拆卸地连接于刮板支架上；刮板沿丝杆螺母的周向布设或者呈螺旋状布设。

进一步地，往复丝杆的一端设有用于通过航空航天发动机吸气使吸气产生的气流驱动以带动往复丝杆同轴转动的风扇。

进一步地，往复丝杆上设有两条螺距相同且旋向相反的螺纹槽，两条螺纹槽之间呈过渡曲线连接，以使得往复丝杆在转动过程中带动丝杆螺母在往复丝杆上往复滑动。

进一步地，丝杆支架呈放射形或呈网状，以利于气流流通通过；丝杆支架包括多条支腿，支腿的用于朝向进气道的一端设有滑动连接于支腿的杆端内腔中的用于通过轴向外伸进而与进气道内壁面的定位孔连接以锁紧丝杆支架的滑块、由滑块沿径向延伸至支腿外以实现滑块轴向滑动控制的拉杆以及从支腿的杆端内腔中分别连接滑块与支腿的用于迫使滑块朝向进气道方向运动的锁紧弹簧，支腿的侧壁上开设有供拉杆伸出并对拉杆径向滑动限位的限位槽。

进一步地，补偿结构还包括测距传感器、控制器和无线通信模块，测距传感器与控制器以及控制器与无线通信模块采用电性连接。

根据本实用新型的另一方面，还提供了一种航空航天发动机，其包括上述用于航空航天发动机预冷器的防霜装置。

本实用新型具有以下有益效果：

本实用新型用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，通过丝杆支架分别支撑在进气道的两端，在两个丝杆支架之间可转动地布设往复丝杆，形成稳定的支撑结构，在往复丝杆上布设随着往复丝杆转动而沿往复丝杆滑动的丝杆螺母，丝杆螺母上布设刮板组件；当往复丝杆转动时，驱使丝杆螺母带动其上的刮板组件往复滑动，进而通过刮板组件对进气道内的冷却管表面进行除霜；而刮板组件通过补偿结构安装在丝杆螺母上，借用补偿结构的弹性补偿作用以确保刮板组件贴附于冷却管表面进行运动，以及时去除冷却管表面的霜；还由于补偿结构采用弹性补偿的方式，刮板组件与冷却管之间发生较大作用力时，可以借助于补偿结构进行弹性缓冲，以消除集中应力，避免冷却管受损，同时也一定程度的减少刮板组件的磨损，进而提高使用寿命；而当刮板组件经过补偿结构的弹性补偿至预设尺寸后，可以通过将刮板组件从补偿结构上拆除以实现更换，无需进行整个防霜装置的更换，使得更换成本降低。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本实用新型作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，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是本实用新型优选实施例的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置的剖面结构示意图；

图2是本实用新型优选实施例的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置的侧视结构示意图；

图3是图2的A处的局部放大图；

图4是图2的B处的局部放大图；

图5是本实用新型优选实施例的刮板组件的结构示意图；

图6是本实用新型优选实施例的控制系统的结构框图。

图例说明：

1、进气道；2、冷却管；100、丝杆支架；101、支腿；102、滑块；103、拉杆；104、锁紧弹簧；105、限位槽；200、往复丝杆；300、丝杆螺母；400、刮板组件；401、刮板支架；4011、过流孔；402、刮板；500、补偿结构；501、套筒；502、滑动杆；503、补偿弹簧；600、风扇；700、壳体；701、激光测距传感器。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明，但是本实用新型可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。

图1是本实用新型优选实施例的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置的剖面结构示意图；图2是本实用新型优选实施例的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置的侧视结构示意图；图3是图2的A处的局部放大图；

图4是图2的B处的局部放大图；图5是本实用新型优选实施例的刮板组件的结构示意图；图6是本实用新型优选实施例的控制系统的结构框图。

如图1和图2所示，本实施例的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，预冷器包括进气道1以及布设于进气道1内表面的冷却管2，防霜装置包括用于分别固定于进气道1两端的丝杆支架100，两端分别可转动连接于对应侧的丝杆支架100上的往复丝杆200，往复丝杆200上设有用于随着往复丝杆200的转动进而在往复丝杆200上往复滑动的丝杆螺母300，丝杆螺母300上沿周向排布有刮板组件400，刮板组件400与丝杆螺母300之间通过用于迫使刮板组件400抵压于冷却管2内环表面的补偿结构500连接。本实用新型用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，通过丝杆支架100分别支撑在进气道1的两端，在两个丝杆支架100之间可转动地布设往复丝杆200，形成稳定的支撑结构，在往复丝杆200上布设随着往复丝杆200转动而沿往复丝杆200滑动的丝杆螺母300，丝杆螺母300上布设刮板组件400；当往复丝杆200转动时，驱使丝杆螺母300带动其上的刮板组件400往复滑动，进而通过刮板组件400对进气道1内的冷却管2表面进行除霜；而刮板组件400通过补偿结构500安装在丝杆螺母300上，借用补偿结构500的弹性补偿作用以确保刮板组件400贴附于冷却管2表面进行运动，以及时去除冷却管2表面的霜；还由于补偿结构500采用弹性补偿的方式，刮板组件400与冷却管2之间发生较大作用力时，可以借助于补偿结构500进行弹性缓冲，以消除集中应力，避免冷却管2受损，同时也一定程度的减少刮板组件400的磨损，进而提高使用寿命；而当刮板组件400经过补偿结构500的弹性补偿至预设尺寸后，可以通过将刮板组件400从补偿结构500上拆除以实现更换，无需进行整个防霜装置的更换，使得更换成本降低。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，补偿结构500包括设于丝杆螺母300上的套筒501、设于刮板组件400上并于套筒501插接滑动配合的滑动杆502以及设于套筒501内并分别连接套筒501筒底与滑动杆502杆端的补偿弹簧503。采用套筒501与滑动杆502插接滑动配合的方式，能够实现稳定的沿滑动轴进行双向定向滑动，配合以补偿弹簧503的弹性压力，迫使滑动杆502朝向套筒501外滑动，进而使刮板组件400持续顶抵在冷却管2表面，同时刮板组件400仅有丝杆螺母300的带动下而沿往复丝杆200的轴向往复运动，进而实现对冷却管2表面的除霜；并且当滑动杆502沿套筒501向外滑动至一定距离时，补偿弹簧503由弹性压力转变为弹性拉力，以避免滑动杆502从套筒501内脱出。可选地，套筒501和/或滑动杆502上设置有挂钩，以使补偿弹簧503钩挂在挂钩上，进而实现拆装。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，刮板组件400与丝杆螺母300之间布设有至少两组补偿结构500。为了实现磨损自动补偿，如图3所示，补偿结构500包括套筒501、滑动杆502、补偿弹簧503，丝杆螺母300侧面固定有套筒501，套筒501内设置滑动的设置有滑动杆502，滑动杆502上固定有刮板支架401，滑动杆502和套筒501之间固定有补偿弹簧503，刮板402磨损后补偿弹簧503伸长，刮板支架401压紧冷却管2，使刮板402和冷却管2紧密接触；套筒501内固定有激光测距传感器701。如图6所示，激光测距传感器701与控制器电性电接，控制器与无线通信模块电性连接，激光测距传感器701、控制器、无线通信模块和电池电性连接。如图1所示，控制器、无线通信模块和电池固定在壳体700内，壳体700固定于丝杆螺母300侧面，补偿弹簧503伸长量通过无线通信模块发送到上位机，无线通信模块可采用蓝牙通信，激光测距传感器701可采用反射式，控制器可采用现有的32位单片机。

如图1、图2和图3所示，本实施例中，刮板组件400布设有多组；多组刮板组件400沿丝杆螺母300的周向均匀间隔排布。可选地，多组刮板组件400沿丝杆螺母300的周向错位排布。

如图1、图2、图3和图5所示，本实施例中，刮板组件400包括刮板支架401以及刮板402，补偿结构500设于刮板支架401与丝杆螺母300之间，刮板支架401上设有用于减重和供气流通过的过流孔4011。刮板402与刮板支架401为一体成型的整体结构。可选地，刮板402可拆卸地连接于刮板支架401上；刮板402采用可拆卸式连接，当刮板402磨损到一定程度时，即利用补偿结构500进行补偿后仍然无法达到除霜效果时或者通过激光测距传感器701监测刮板402径向移动至预设距离是，通过从刮板支架401上拆卸刮板402并更换新的刮板402即可，维护和更换的成本低。刮板402沿丝杆螺母300的周向布设或者呈螺旋状布设。优选地，刮板402呈螺旋状布设，当刮板组件400沿往复丝杆200往复滑动时，刮板402行进过程中，与待除冰霜是由点逐渐转变为面接触，即实现对冰霜的应力集中破坏效果，进而提升除冰的效果。可选地，呈螺旋状布设刮板402，刮板402的螺旋尖端附着有耐磨层。可选地，刮板支架401上设置有通风口，多个刮板支架401不在同一平面内，沿着往复丝杆200的轴向方向排列，刮板402为扇环形，刮板402的外弧和内弧半径，圆心角相等。

如图1所示，本实施例中，往复丝杆200的一端设有用于通过航空航天发动机吸气使吸气产生的气流驱动以带动往复丝杆200同轴转动的风扇600。往复丝杆200一端固定有风扇600，当发动机吸气时，气流带动风扇600旋转，风扇600与往复丝杆200同轴转动，无需额外增设动力源。

本实施例中，往复丝杆200上设有两条螺距相同且旋向相反的螺纹槽，两条螺纹槽之间呈过渡曲线连接，以使得往复丝杆200在转动过程中带动丝杆螺母300在往复丝杆200上往复滑动。能够在不改变往复丝杆200转动方向的前提下，使丝杆螺母300实现往复运动。可选地，在丝杆支架100之间还布设有导杆，导杆与往复丝杆200平行布设，丝杆螺母300同时还套设有导杆上，以确保丝杆螺母300稳定的进行导向滑动。

如图2和图4所示，本实施例中，丝杆支架100呈放射形或呈网状，以利于气流流通通过。可选地，丝杆支架100呈十字形布设、米字型布设。丝杆支架100包括多条支腿101，支腿101的用于朝向进气道1的一端设有滑动连接于支腿101的杆端内腔中的用于通过轴向外伸进而与进气道1内壁面的定位孔连接以锁紧丝杆支架100的滑块102、由滑块102沿径向延伸至支腿101外以实现滑块102轴向滑动控制的拉杆103以及从支腿101的杆端内腔中分别连接滑块102与支腿101的用于迫使滑块102朝向进气道1方向运动的锁紧弹簧104，支腿101的侧壁上开设有供拉杆103伸出并对拉杆103径向滑动限位的限位槽105。当装配丝杆支架100时，通过拉杆103带动滑块102向支腿101内收缩运动，以便于支腿101装入至进气道1内的预设位置，然后释放拉杆103，滑块102在锁紧弹簧104的作用下而卡接至进气道1的定位孔内，进而实现支腿101的安装固定。当拆卸丝杆支架100时，通过拉杆103带动滑块102向支腿101内收缩运动，即可取出丝杆支架100。使得整个防霜装置实现简易可拆装和重新装配，以便于对防霜装置进行维护，特别是可以方便对刮板402进行拆装更换、维护，等等。

如图6所示，本实施例中，补偿结构500还包括测距传感器、控制器和无线通信模块，测距传感器与控制器以及控制器与无线通信模块采用电性连接。可选地，测距传感器采用激光测距传感器701。如图6所示，激光测距传感器701与控制器电性电接，控制器与无线通信模块电性连接，激光测距传感器701、控制器、无线通信模块和电池电性连接。如图1所示，控制器、无线通信模块和电池固定在壳体700内，壳体700固定于丝杆螺母300侧面，补偿弹簧503伸长量通过无线通信模块发送到上位机，无线通信模块可采用蓝牙通信，激光测距传感器701可采用反射式，控制器可采用现有的32位单片机。

本实施例的航空航天发动机，其包括上述用于航空航天发动机预冷器的防霜装置。优选地，防霜装置可拆卸地装配在航空航天发动机的预冷器上。

以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型，对于本领域的技术人员来说，本实用新型可以有各种更改和变化。凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，预冷器包括进气道(1)以及布设于进气道(1)内表面的冷却管(2)，

其特征在于，

防霜装置包括用于分别固定于进气道(1)两端的丝杆支架(100)，两端分别可转动连接于对应侧的丝杆支架(100)上的往复丝杆(200)，

往复丝杆(200)上设有用于随着往复丝杆(200)的转动进而在往复丝杆(200)上往复滑动的丝杆螺母(300)，

丝杆螺母(300)上沿周向排布有刮板组件(400)，刮板组件(400)与丝杆螺母(300)之间通过用于迫使刮板组件(400)抵压于冷却管(2)内环表面的补偿结构(500)连接。

2.根据权利要求1所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

补偿结构(500)包括设于丝杆螺母(300)上的套筒(501)、设于刮板组件(400)上并于套筒(501)插接滑动配合的滑动杆(502)以及设于套筒(501)内并分别连接套筒(501)筒底与滑动杆(502)杆端的补偿弹簧(503)。

3.根据权利要求1所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

刮板组件(400)与丝杆螺母(300)之间布设有至少两组补偿结构(500)。

4.根据权利要求1所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

刮板组件(400)布设有多组；

多组刮板组件(400)沿丝杆螺母(300)的周向均匀间隔排布，或者多组刮板组件(400)沿丝杆螺母(300)的周向错位排布。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

刮板组件(400)包括刮板支架(401)以及刮板(402)，补偿结构(500)设于刮板支架(401)与丝杆螺母(300)之间，刮板支架(401)上设有用于减重和供气流通过的过流孔(4011)；

刮板(402)与刮板支架(401)为一体成型的整体结构，或者刮板(402)可拆卸地连接于刮板支架(401)上；

刮板(402)沿丝杆螺母(300)的周向布设或者呈螺旋状布设。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

往复丝杆(200)的一端设有用于通过航空航天发动机吸气使吸气产生的气流驱动以带动往复丝杆(200)同轴转动的风扇(600)。

7.根据权利要求6所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

往复丝杆(200)上设有两条螺距相同且旋向相反的螺纹槽，两条螺纹槽之间呈过渡曲线连接，以使得往复丝杆(200)在转动过程中带动丝杆螺母(300)在往复丝杆(200)上往复滑动。

8.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

丝杆支架(100)呈放射形或呈网状，以利于气流流通通过；

丝杆支架(100)包括多条支腿(101)，支腿(101)的用于朝向进气道(1)的一端设有滑动连接于支腿(101)的杆端内腔中的用于通过轴向外伸进而与进气道(1)内壁面的定位孔连接以锁紧丝杆支架(100)的滑块(102)、由滑块(102)沿径向延伸至支腿(101)外以实现滑块(102)轴向滑动控制的拉杆(103)以及从支腿(101)的杆端内腔中分别连接滑块(102)与支腿(101)的用于迫使滑块(102)朝向进气道(1)方向运动的锁紧弹簧(104)，

支腿(101)的侧壁上开设有供拉杆(103)伸出并对拉杆(103)径向滑动限位的限位槽(105)。

9.根据权利要求1至4中任一项所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置，其特征在于，

补偿结构(500)还包括测距传感器、控制器和无线通信模块，测距传感器与控制器以及控制器与无线通信模块采用电性连接。

10.一种航空航天发动机，其特征在于，包括权利要求1至9中任一项所述的用于航空航天发动机预冷器的防霜装置。