本实用新型专利技术公开了一种进气道防冰装置以及航空发动机，涉及航空发动机领域，用以优化进气道防冰装置的结构和性能。进气道防冰装置包括管路、喷嘴组件以及调节机构。管路被构造为环形的，沿着管路的周向设置有多个出气孔。每个出气孔处都安装有一个喷嘴组件。调节机构与喷嘴组件和管路均连接，调节机构被构造为调节喷嘴组件和/或管路的姿态。以将上述技术方案应用于进气道唇口除冰为例，在管体采用标准圆环形结构的情况下，不规则圆环形的进气道唇口周向各个位置的除冰效果也是一致的，且除冰效果好。效果好。效果好。
【技术实现步骤摘要】
进气道防冰装置以及航空发动机
[0001]本技术涉及航空发动机领域，具体涉及一种进气道防冰装置以及航空发动机。
技术介绍
[0002]航空发动机进气道唇口结冰会减小进气吼道面积，从而减少发动机空气吸入量。这会导致发动机损失一部分推力，同时，冰块集聚可能会引起发动机喘振。此外，从进气道唇口脱落的冰还可能被吸入到发动机内部，撞击、损坏风扇叶片，造成机械损伤。因此，发动机进气道通常设计有防冰系统，对进气道唇口结冰区进行除冰保护。
[0003]相关技术中，航空发动机进气道唇口的防冰系统采用笛形管引入热气防冰。该防冰系统从发动机引入热气，热气随后进入进气道唇口前缘处的笛形管，接着从笛形管上的小孔中流入到防冰腔中，并以喷射射流的方式对进气道唇口前缘加热以防冰、除冰。
[0004]专利技术人发现，现有技术中至少存在下述问题：笛形管热变形不均匀，易发生热变形过大，造成笛形管局部破坏。
技术实现思路
[0005]本技术提出一种进气道防冰装置以及航空发动机，用以优化进气道防冰装置的结构和性能。
[0006]本技术实施例提供了一种进气道防冰装置，包括：
[0007]管路，被构造为环形的，沿着所述管路的周向设置有多个出气孔；
[0008]喷嘴组件，每个所述出气孔处都安装有一个所述喷嘴组件；以及
[0009]调节机构，与所述喷嘴组件和所述管路均连接，所述调节机构被构造为调节所述喷嘴组件和/或所述管路的姿态。
[0010]在一些实施例中，所述调节机构包括：
[0011]第一连接部，所述第一连接部的第一端与所述管路固定连接；以及
[0012]第二连接部，所述第一连接部的第二端与所述第二连接部的第一端铰接，所述第二连接部的第二端被构造为与进气道的框架连接。
[0013]在一些实施例中，所述第一连接部包括：
[0014]管接头，与所述第二连接部铰接；以及
[0015]加强件，包裹于所述管路的外周，且与所述管路固定连接；所述加强件与所述管接头固定连接。
[0016]在一些实施例中，沿着所述管路的周向，所述管路与多个所述调节机构连接。
[0017]在一些实施例中，所述喷嘴组件包括：
[0018]流体引出部，与所述管路固定或者是一体的，所述流体引出部具有与所述出气孔连通的第一流道；
[0019]涡流芯，沿着所述涡流芯的轴向依次布置有第二流道、内凹部以及第三流道；所述
第三流道沿着所述涡流芯的螺旋线方向布置；以及
[0020]套筒，安装于所述涡流芯和所述流体引出部的外周，且所述套筒与所述涡流芯的内凹部共同围成容置腔，所述容置腔将所述第二流道和所述第三流道连通。
[0021]在一些实施例中，所述流体引出部设置有第一定位面，所述涡流芯设置有第二定位面，所述第一定位面和所述第二定位面配合以实现定位。
[0022]在一些实施例中，所述第一定位面和所述第二定位面都被构造为斜面。
[0023]在一些实施例中，所述涡流芯包括：
[0024]第一回转体，
[0025]第二回转体，位于所述第一回转体的下游且与所述第一回转体是一体或者固定连接；
[0026]第三回转体，位于所述第二回转体的下游且与所述第二回转体是一体或者固定连接；以及
[0027]第四回转体，位于所述第三回转体的下游且与所述第三回转体是一体或者固定连接；
[0028]其中，所述第一回转体、所述第二回转体和所述第四回转体的外径尺寸均大于所述第三回转体的外径尺寸，以在所述第三回转体处形成所述内凹部；
[0029]所述第二流道贯穿所述第一回转体和所述第二回转体，且所述第二流道与所述内凹部连通，所述第三流道设置于所述第四回转体的外周面。
[0030]在一些实施例中，所述第二流道包括：
[0031]第一子流道，贯穿所述第一回转体的轴向且伸入到所述第二回转体中；以及
[0032]第二子流道，设置于所述第二回转体，所述第二子流道的一端与所述第一子流道流体连通，所述第二子流道的另一端与所述内凹部流体连通。
[0033]在一些实施例中，所述第二子流道的数量为多条，且各条所述第二子流道围绕所述第二回转体的周向间隔布置。
[0034]在一些实施例中，所述第三流道的数量为多条，且各条所述第三流道围绕所述第四回转体的周向间隔布置。
[0035]在一些实施例中，所述套筒与所述流体引出部螺纹连接，且螺纹旋合长度被构造为可调节的。
[0036]在一些实施例中，所述套筒设置有第一定位台阶，所述涡流芯设置有第二定位台阶，所述第一定位台阶和所述第二定位台阶配合。
[0037]本技术实施例还提供一种航空发动机，包括本技术任一技术方案所提供的进气道防冰装置。
[0038]在一些实施例中，所述进气道防冰装置的第二连接部的第二端与进气道的框架铰接。
[0039]上述技术方案提供的进气道防冰装置，具有管体、喷嘴组件和调节机构。调节机构可以调节圆环形的管体、喷组组件中至少其中一个的姿态，以使得喷嘴组件距离待除冰部件的位置、角度至少其中之一变化，最终使得位于管体上的各个喷嘴组件向其所对应的待除冰部件喷射热气时除冰、防冰效果可调节、可控制，最终实现待除冰部件的各个位置的除冰、防冰效果基本一致。以将上述技术方案应用于进气道唇口除冰为例，在管体采用标准圆
环形结构的情况下，不规则圆环形的进气道唇口周向各个位置的除冰效果也是一致的，摒弃了相关技术中必须采用笛形管围成和进气道唇口形状匹配的非标准圆环形状带来的种种弊端，且除冰效果好。
附图说明
[0040]此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0041]图1为本专利技术实施例提供的进气道防冰装置应用于进气道的结构示意图；
[0042]图2为本专利技术实施例提供的进气道防冰装置应用于进气道的局部放大结构示意图；
[0043]图3为图2的A
‑
A剖视示意图；
[0044]图4为本专利技术实施例提供的进气道防冰装置结构示意图；
[0045]图5为本专利技术实施例提供的进气道防冰装置的喷嘴组件处的结构示意图；
[0046]图6为图5的B局部放大示意图；
[0047]图7为本专利技术实施例提供的进气道防冰装置的涡流芯立体结构示意图；
[0048]图8为图7的C
‑
C剖视示意图。
具体实施方式
[0049]下面结合图1～图8对本技术提供的技术方案进行更为详细的阐述。
[0050]参见图1和图3，本技术实施例提供一种进气道防冰装置，用于对航空发动机进气道4的唇口41以及类似位置的防冰、除冰。后文的实施例中，以实现航空发动机进气道4的唇口41防冰、除冰为例，进行介绍。
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【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种进气道防冰装置，其特征在于，包括：管路(1)，被构造为环形的，沿着所述管路(1)的周向设置有多个出气孔(11)；喷嘴组件(2)，每个所述出气孔(11)处都安装有一个所述喷嘴组件(2)；以及调节机构(3)，与所述喷嘴组件(2)和所述管路(1)均连接，所述调节机构(3)被构造为调节所述喷嘴组件(2)和/或所述管路(1)的姿态。2.根据权利要求1所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述调节机构(3)包括：第一连接部(31)，所述第一连接部(31)的第一端与所述管路(1)固定连接；以及第二连接部(32)，所述第一连接部(31)的第二端与所述第二连接部(32)的第一端铰接，所述第二连接部(32)的第二端被构造为与进气道的框架连接。3.根据权利要求2所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述第一连接部(31)包括：管接头(311)，与所述第二连接部(32)铰接；以及加强件(312)，包裹于所述管路(1)的外周，且与所述管路(1)固定连接；所述加强件(312)与所述管接头(311)固定连接。4.根据权利要求1所述的进气道防冰装置，其特征在于，沿着所述管路(1)的周向，所述管路(1)与多个所述调节机构(3)连接。5.根据权利要求1所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述喷嘴组件(2)包括：流体引出部(21)，与所述管路(1)固定或者是一体的，所述流体引出部(21)具有与所述出气孔(11)连通的第一流道(211)；涡流芯(22)，沿着所述涡流芯(22)的轴向依次布置有第二流道(221)、内凹部(222)以及第三流道(223)；所述第三流道(223)沿着所述涡流芯(22)的螺旋线方向布置；以及套筒(23)，安装于所述涡流芯(22)和所述流体引出部(21)的外周，且所述套筒(23)与所述涡流芯(22)的内凹部(222)共同围成容置腔(231)，所述容置腔(231)将所述第二流道(221)和所述第三流道(223)连通。6.根据权利要求5所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述流体引出部(21)设置有第一定位面(212)，所述涡流芯(22)设置有第二定位面(224)，所述第一定位面(212)和所述第二定位面(224)配合以实现定位。7.根据权利要求6所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述第一定位面(212)和所述第二定位面(224)都被构造为斜面。8.根据权利要求5所述的进气道防冰装置，其特征在于，所述...
【专利技术属性】
技术研发人员：打玉宝，韦勇，刘钊，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：
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