采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，属于航空发动机防护领域。包括回路型轴向旋转热管，轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径；冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段；蒸发段上安装加热装置。将回路型轴向旋转热管集成在航空发动机整流帽罩的内表面，使产生的热量高效、稳定地传递至航空发动机整流帽罩表面，实现航空发动机整流帽罩防冰。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种航空发动机整流帽罩防冰装置，具体讲是一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法，属于航空发动机防护领域。
技术介绍
航空发动机整流帽罩结冰现象严重影响航空发动机性能的正常发挥，甚至危及航空发动机的安全，引发航空事故。为了防止航空发动机整流帽罩在飞行过程中结冰通常需要对其进行加热处理，传统的热气防冰技术需要从压气机引气用于防冰，这部分消耗的蒸汽会影响发动机正常工作效率，而且其结构复杂，稳定性差，并增大了日常维护难度。目前部分采用的电加热防冰系统，虽其结构简单，控制方便，但是不可避免地要消耗数量可观的高品位电能。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种无需从压气机引气，降低发动机推力损耗，避免电能消耗的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置及方法。为了解决上述技术问题，本专利技术提供的一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，包括轴向旋转热管，所述轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，所述冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；所述本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：包括轴向旋转热管，所述轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，所述冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；所述蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径；所述冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段；所述蒸发段上安装加热装置，所述加热装置与蒸发段进行热量交换。

【技术特征摘要】
1.一种采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：包括轴向旋转热管，所述轴向旋转热管由前向后依次为冷凝段、绝热段和蒸发段，所述冷凝段的前端与航空发动机整流帽罩贴合，冷凝段的前部内径大于后部内径；所述蒸发段至绝热段的内径逐渐变小，绝热段内径大于冷凝段的最大内径；所述冷凝段与绝热段之间连通液体回流通道，液体回流通道的进口位于冷凝段，出口位于绝热段；所述蒸发段上安装加热装置，所述加热装置与蒸发段进行热量交换。
2.根据权利要求1所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述冷凝段包括第一冷凝段和第二冷凝段，所述第一冷凝段位于轴向旋转热管最前端与航空发动机整流帽罩贴合，第二冷凝段的前端内径大于后端内径；所述液体回流通道的进口位于第一冷凝段上，液体回流通道沿第一冷凝段向外扩展形成与航空发动机整流帽罩贴合，所述液体回流通道与第一冷凝段之间填充导热材料。
3.根据权利要求1或2所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述液体回流通道的出口位于绝热段的前部或后部。
4.根据权利要求3所述的采用回路型热管的航空发动机整流帽罩防冰装置，其特征在于：所述加热装置为热流体套，所述热流体套安装...

【专利技术属性】
技术研发人员：宣益民，连文磊，史波，翟振坤，王超，朱小龙，刘源，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32